CN109408993B - 一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法 - Google Patents

Abstract

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，属于组合发动机领域，先制定发动机的总体性能要求并设计进气道基本流场，进而流线追踪得到三维内转进气道；根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；基于超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6⁺阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管；基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并在三维内转进气道上壁面开口布置涡扇‑亚燃组合通道和涡扇发动机；在涡扇发动机的外涵通道中布置火箭发动机；基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态涡扇发动机及Ma2～3状态火箭发动机性能参数，在涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室。

Description

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法

技术领域

本发明涉及组合发动机领域，尤其涉及一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法。

背景技术

高超声速飞行被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的第三次革命，以美国为首的世界各大军事强国都十分重视高超声速飞行器技术的研究。目前，高超声速飞行器的学术研究前沿热点正在从超燃冲压发动机的研制转向能够实现水平起飞、自主加速到高超声速的组合式动力***的研究，而其中又以涡轮基组合式循环发动机的研制为重点。涡轮基组合式循环发动机(TBCC)是指由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，是高超声速飞行器实现自主加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力***之一，其具有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大、能采用普通燃料和润滑剂，且运行成本较低和安全性较高等优点，是未来很有前途的高超声速动力之一。

现阶段涡轮发动机的工作马赫数主要为马赫0～2、冲压发动机工作马赫数为Ma3～6⁺，在马赫2～3范围内，TBCC动力***存在涡轮发动机工作马赫数上不去，冲压发动机工作马赫数下不来的问题，模态转换过程中组合发动机推力难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”；此外，现有涡轮发动机主要采用涡扇发动机结构形式，而涡扇发动机加力燃烧室本质为亚燃燃烧室。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，可保持宽速域飞行和高比冲优点的同时，实现两种模态燃烧室的共存，提高推进***的总体性能，具有结构简单可靠、技术难度适中等优点。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定发动机的总体性能要求，基于总体性能要求设计进气道基本流场，进而通过在基本流场中进行流线追踪得到三维内转进气道；

2)根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在步骤1)所述的三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；

3)基于步骤2)超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6⁺阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管，并根据尾喷管的不同工作状态设计尾喷管下调节板；

4)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并根据其流量需求，利用流量公式

计算涡扇-亚燃组合通道的入口面积，其中

表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示进口速度，进而在步骤1)中的三维内转进气道上壁面开口，布置涡扇-亚燃组合通道和涡扇发动机；

5)在步骤4)涡扇发动机的外涵通道中，基于Ma2～3阶段发动机推力需求布置相应大小的火箭发动机形成引射火箭通道；

6)基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态步骤4)所述涡扇发动机及Ma2～3状态步骤5)所述火箭发动机性能参数，在步骤4)所述涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室，亚燃燃烧室进口平均马赫数不大于0.25；

7)根据步骤6)中亚燃燃烧室的出口温度压力流量等参数，在步骤3)中的尾喷管上壁面开口，布置涡轮通道出口喉道可调装置，其中涡轮通道出口喉道面积保证各来流马赫数状态下流量的全部通过；

8)在涡扇-亚燃组合通道的入口处铰接进气道分流板，以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的入口；

9)在所述可调喉道的出口端铰接有喷管上调节板，所述喷管上调节板可旋转运动以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的出口。

采用本发明的设计方法设计的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，包括三维内转进气道、涡扇-亚燃组合通道、超燃冲压通道和尾喷管；

所述三维内转进气道设有第一出口和第二出口；

所述尾喷管设有第一入口和第二入口；

所述涡扇-亚燃组合通道的入口与第一出口相接，涡扇-亚燃组合通道的出口与尾喷管的第一入口相接；涡扇-亚燃组合通道内从入口到出口依次安装有涡扇发动机和亚燃燃烧室；所述涡扇发动机安装于涡扇-亚燃组合通道入口的一端，所述亚燃燃烧室安装于涡扇-亚燃组合通道出口的一端；所述涡扇发动机设有外涵通道和内涵通道，火箭发动机采用插板形式布置于外涵通道中；

所述超燃冲压通道的入口与第二出口相接，超燃冲压通道的出口与尾喷管的第二入口相接；超燃冲压通道内设有超燃燃烧室。

该发动机还包括进气道分流板、可调喉道、喷管上调节板和喷管下调节板；所述进气道分流板铰接于三维内转进气道的第一出口处，以开启或关闭涡扇‐亚燃组合通道的入口；所述可调喉道安装于尾喷管的第一入口处；可调喉道的出口端铰接有所述喷管上调节板，喷管上调节板可旋转运动以开启或关闭涡扇‐亚燃组合通道的出口；所述喷管下调节板安装于尾喷管的第二入口处，喷管下调节板可上下运动以调节尾喷管的面积。

本发明的工作原理如下：

1、三维内转进气道有两个出口，第一出口接涡扇-亚燃组合通道，第二出口接超燃冲压通道，涡扇-亚燃组合通道和超燃冲压通道通过两个入口连接并共用尾喷管。

2、当飞行马赫数0～2时，涡扇-亚燃组合通道打开，涡扇发动机和作为其加力燃烧室的亚燃燃烧室点火工作，涡扇-亚燃组合通道处于涡扇发动机工作模式，超燃冲压通道不点火并处于泄流状态。

3、当飞行马赫数2～3时，涡扇发动机关闭并处于风车状态，火箭发动机点火工作，亚燃燃烧室保持燃烧，涡扇-亚燃组合通道处于引射火箭亚燃冲压发动机工作模式，超燃冲压通道起泄流作用。

4、当飞行马赫数3～4.5时，火箭发动机停止工作，亚燃燃烧室保持燃烧，涡扇-亚燃组合通道处于亚燃冲压发动机工作模式，超燃冲压通道中的超燃燃烧室点火工作。

5、当飞行马赫数4.5～6⁺时，进气道分流板和喷管上调节板转动将涡扇-亚燃组合通道关闭，超燃冲压通道中的超燃燃烧室保持燃烧。

相对于现有技术，本发明技术方案取得的有益效果是：

1、本发明通过将火箭发动机放置于涡扇发动机外涵道的方式形成动力混用(涡轮/冲压/火箭)，将涡扇发动机加力燃烧室与亚燃冲压发动机燃烧室进行合并，火箭发动机和亚燃冲压发动机共同工作于相同管道中时，由于引射作用，总推力大于二者单独工作之和，可有效跨越推力鸿沟并降低三动力组合***的复杂度。

2、本发明集涡扇发动机高比冲、冲压发动机高马赫数和火箭发动机全速域的优点于一身，实现了两种模态燃烧室的共存，提高了推进***的总体性能。

3、本发明通过涡扇发动机与引射火箭亚燃冲压发动机共用一套亚燃燃烧室和尾喷管，使其相比于常规的三通道、三动力组合发动机可减少一套亚燃燃烧室和尾喷管结构，具有结构简单可靠、技术难度适中的优点。

4、所述火箭发动机解决了在Ma2～3时涡扇发动机和冲压发动机均无法产生足够推力的问题，起到了保证推力连续的作用；超燃冲压通道与超燃燃烧室保证了组合发动机在高马赫数下Ma4.5～6⁺(即燃烧室入口为超声速条件下)的飞行器/动力***推阻平衡。

附图说明

图1为外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的整体结构示意图；

图2为外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的内部结构示意图；

图3为涡扇-亚燃组合通道开启的剖视结构示意图；

图4为涡扇-亚燃组合通道关闭的剖视结构示意图；

图5为本发明的工作原理示意图；

图6为涡扇-亚燃组合通道平面局部放大示意图。

附图标记：1三维内转进气道，2外涵通道，3内涵通道，4超燃冲压通道，5尾喷管，6火箭发动机，7涡扇发动机核心机，8涡扇发动机风扇，9喷管下调节板，10喷管上调节板，11亚燃燃烧室，12涡扇-亚燃组合通道，13进气道分流板，14超燃燃烧室，15可调喉道，第一出口16，第二出口17，第一入口18，第二入口19，①和②表示发动机不同工作状态时进气道分流板的位置，③和④表示超燃燃烧室在不同工作状态时喷管下调节板的位置，⑤和⑥表示超燃燃烧室在不同工作状态时喷管上调节板的位置，⑦和⑧表示亚燃燃烧室在不同工作状态时可调喉道调节的位置。

具体实施方式

为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚，以下结合附图和实施例，对本发明做进一步详细说明。

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定发动机的总体性能要求，基于总体性能要求设计进气道基本流场，进而通过在基本流场中进行流线追踪得到三维内转进气道；

2)根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在步骤1)所述的三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；

3)基于步骤2)超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6⁺阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管，并根据尾喷管的不同工作状态设计尾喷管下调节板；

4)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并根据其流量需求，利用流量公式

计算涡扇-亚燃组合通道的入口面积，其中

表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示进口速度，进而在步骤1)中的三维内转进气道上壁面开口，布置涡扇-亚燃组合通道和涡扇发动机；

5)在步骤4)涡扇发动机的外涵通道中，基于Ma2～3阶段发动机推力需求布置相应大小的火箭发动机形成引射火箭通道；

6)基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态步骤4)所述涡扇发动机及Ma2～3状态步骤5)所述火箭发动机性能参数，在步骤4)所述涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室，亚燃燃烧室进口平均马赫数不大于0.25；

7)根据步骤6)中亚燃燃烧室的出口温度压力流量等参数，在步骤3)中的尾喷管上壁面开口，布置涡轮通道出口喉道可调装置，其中涡轮通道出口喉道面积保证各来流马赫数状态下流量的全部通过；

8)在涡扇-亚燃组合通道的入口处铰接进气道分流板，以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的入口；

9)在所述可调喉道的出口端铰接有喷管上调节板，所述喷管上调节板可旋转运动以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的出口。

如图1～5所示，采用本发明的设计方法设计的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，包括三维内转进气道1、涡扇-亚燃组合通道12、超燃冲压通4道、尾喷管5、进气道分流板13、可调喉道15、喷管上调节板10、喷管下调节板9和火箭发动机6。

所述三维内转进气道1设有第一出口16和第二出口17。

所述尾喷管5设有第一入口18和第二入口19。

所述涡扇-亚燃组合通道12的入口与第一出口16相接，涡扇-亚燃组合通道12的出口与尾喷管5的第一入口18相接；涡扇-亚燃组合通道12内从入口到出口依次安装有涡扇发动机和亚燃燃烧室11，涡扇发动机包括前端的涡扇发动机风扇8和后端的涡扇发动机核心机7，所述涡扇发动机安装于涡扇-亚燃组合通12入口的一端，所述亚燃燃烧室11安装于涡扇-亚燃组合通道12出口的一端。

所述超燃冲压通道4的入口与第二出口17相接，超燃冲压通道4的出口与尾喷管5的第二入口19相接；超燃冲压通道4内设有超燃燃烧室14。

如图2～6所示，所述涡扇发动机设有外涵通道2和内涵通道3，火箭发动机6采用插板形式布置于外涵通道2中。

所述进气道分流板13铰接于三维内转进气道1的第一出口16处，以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道12的入口。

所述可调喉道15安装于尾喷管5的第一入口18处；可调喉道15的出口端铰接有所述喷管上调节板10，喷管上调节板10可旋转运动以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道12的出口；

所述喷管下调节板9安装于尾喷管5的第二入口19处，喷管下调节板9可上下运动以调节尾喷管5的面积。

如图5所示，本发明的工作过程和原理如下：

1、当飞行马赫数为0～2时，如图3和5所示，三维内转进气道1内的进气道分流板13处于第一出口16的最上方，即状态①，喷管上调节板10向下旋转处于打开状态，即状态⑤，此时，涡扇-亚燃组合通道12处于打开状态，使气流通过涡扇-亚燃组合通道12，此时涡扇发动机及作为其加力燃烧室的亚燃燃烧室11点火工作，超燃冲压通道4不点火并处于泄流状态；

2、当飞行马赫数为2～3时，进气道分流板13和喷管上调节板10的位置不变，涡扇发动机处于风车状态，火箭发动机6点火燃烧，亚燃燃烧室11继续工作，产生的气流通过可调喉道15加速并产生推力；

3、当飞行马赫数为3～4.5时，火箭发动机6停止工作，亚燃燃烧室11独立工作，超燃燃烧室14点火，超燃冲压通道4处于点火燃烧室状态；当涡扇-亚燃组合通道12工作时，可调喉道15由状态⑦到状态⑧无极变化，保证流量可以正常通过；

4、当飞行马赫数为4.5～6⁺时，如图4～5所示，进气道分流板13向下旋转至状态②，喷管上调节板10向上旋转至状态⑥，从而使涡扇-亚燃组合通道12关闭，火箭6、涡扇发动机以及亚燃燃烧室11停止工作，此时超燃燃烧室14保持燃烧状态，气流通过尾喷管5膨胀做功产生推力；在不同来流马赫数状态下，通过调节喷管下调节板9控制尾喷管的面积，进而保证推力需求；随着来流马赫数的提高，喷管下调节板9由状态③到状态④无极调节。

本发明不仅解决了在低马赫数工况下冲压发动机无法启动且不能产生足够推力的问题，而且超燃燃烧室的单独设计保证了组合动力在高马赫数工况下具有足够的推力。

Claims (9)

1.一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定发动机的总体性能要求，基于总体性能要求设计进气道基本流场，进而通过在基本流场中进行流线追踪得到三维内转进气道；

2)根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在步骤1)所述的三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；

3)基于步骤2)超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6⁺阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管，并根据尾喷管的不同工作状态设计尾喷管下调节板；

4)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并根据其流量需求，利用流量公式

计算涡扇-亚燃组合通道的入口面积，其中

表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示进口速度，进而在步骤1)中的三维内转进气道上壁面开口，布置涡扇-亚燃组合通道和涡扇发动机；

5)在步骤4)涡扇发动机的外涵通道中，基于Ma2～3阶段发动机推力需求布置相应大小的火箭发动机形成引射火箭通道；

6)基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态步骤4)所述涡扇发动机及Ma2～3状态步骤5)所述火箭发动机性能参数，在步骤4)所述涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室，亚燃燃烧室进口平均马赫数不大于0.25。

2.如权利要求1所述的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，其特征在于：还包括以下步骤：

7)根据步骤6)中亚燃燃烧室的出口温度压力流量参数，在步骤3)中的尾喷管上壁面开口，布置涡轮通道出口喉道可调装置，其中涡轮通道出口喉道面积保证各来流马赫数状态下流量的全部通过。

3.如权利要求2所述的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，其特征在于：还包括以下步骤：

8)在涡扇-亚燃组合通道的入口处铰接进气道分流板，以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的入口。

4.如权利要求3所述一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，其特征在于：还包括以下步骤：

9)在所述可调喉道的出口端铰接有喷管上调节板，所述喷管上调节板可旋转运动以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的出口。

5.一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，其特征在于：包括三维内转进气道、涡扇-亚燃组合通道、超燃冲压通道和尾喷管；三维内转进气道设有第一出口和第二出口；尾喷管设有第一入口和第二入口；涡扇-亚燃组合通道的入口与第一出口相接，涡扇-亚燃组合通道的出口与尾喷管的第一入口相接；涡扇-亚燃组合通道内从入口到出口依次安装有涡扇发动机和亚燃燃烧室，所述涡扇发动机设有外涵通道和内涵通道，火箭发动机采用插板形式布置于外涵通道中；超燃冲压通道的入口与第二出口相接，超燃冲压通道的出口与尾喷管的第二入口相接，超燃冲压通道内设有超燃燃烧室；还包括进气道分流板，所述进气道分流板铰接于三维内转进气道的第一出口处，以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的入口。

6.如权利要求5所述的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，其特征在于：所述尾喷管的第一入口处安装有可调喉道。

7.如权利要求6所述的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，其特征在于：所述可调喉道的出口端铰接有喷管上调节板，所述喷管上调节板可旋转运动以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的出口。

8.如权利要求5所述的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，其特征在于：还包括喷管下调节板，所述喷管下调节板安装于尾喷管的第二入口处，喷管下调节板可上下运动以调节尾喷管的面积。

9.如权利要求5所述的一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，其特征在于：所述涡扇发动机安装于涡扇-亚燃组合通道入口的一端，所述亚燃燃烧室安装于涡扇-亚燃组合通道出口的一端。

Images