[发明专利]一种双燃烧室超燃冲压发动机及其控制方法

说明书

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双燃烧室超燃冲压发动机及其控制方法，该发动机的燃烧室采用非轴对称布局，降低冲压发动机与涡轮发动机组合难度，且针对其进气道进行改进，该进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，通过在各流道设计中增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，以控制进气道喉道面积大小，实现各燃烧室对不同压缩程度空气的需要，拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。

技术领域

本发明属于航空航天发动机技术领域，涉及一种双燃烧室超燃冲压发动机及其控制方法。

背景技术

随着高超声速技术的快速发展，临近空间已经成为世界大国竞相争夺的新边疆，成为国家安全新的战略制高点，临近空间高超声速飞行器逐渐成为各技术先进国家国防建设的重点关注方向。临近空间高超声速飞行器是以吸气式组合发动机为动力，能够水平起降，在稠密大气、临近空间和近地轨道机动飞行的可重复使用高超声速飞行器。

多种吸气式组合发动机中，涡轮发动机与宽范围冲压发动机的组合动力方案最具工程应用前景，但“推力鸿沟”是该方案存在的最大难题。当前宽范围冲压发动机主要采用双模态超燃冲压发动机，其工作马赫数下限为Ma4左右，而现有货架涡轮发动机工作马赫数上限在Ma2.5左右。目前解决“推力鸿沟”的主要手段有：一是采用高速涡轮技术及喷水预冷技术提升涡轮发动机工作马赫数上限，但高速涡轮技术难度极高，美国经过长期研究仍难突破，而喷水预冷技术需负载大量的水及增加结构复杂度；二是引入火箭发动机弥补推力不足，该方案使得组合发动机系统更加复杂，且需多种推进剂燃料。

双燃烧室超燃冲压发动机比双模态超燃冲压发动机工作马赫数下限更低，采用亚燃/超燃相结合的燃烧组织模式，可实现低马赫数条件下转级，有助于解决涡轮发动机与冲压发动机接力难题。传统双燃烧室超燃冲压发动机结构采用轴对称构型，模块化设计较为困难，且采用轴对称进气道，更适用于轴对称布局，在流道及结构设计方面难以实现与涡轮通道并联布置且共用进气系统，并且现有技术采用固定几何进气道，难以适应更宽工作马赫数范围。不利于未来大尺度空天飞行器的应用。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双燃烧室超燃冲压发动机，解决涡轮发动机与双燃烧室超燃冲压发动机组合、接力困难的技术难题。

本发明的技术解决方案：

一种双燃烧室超燃冲压发动机，该发动机由进气道、亚声速燃烧室、超声速燃烧室燃烧室和尾喷管组成，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室采用矩形并联布局；

所述进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个且与亚声速燃烧室相连，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧，所述超燃流道分别连接超声速燃烧室；

所述亚燃和超燃流道结构一致，由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面、唇口型面以及与燃烧室连接型面；所述可调型面包括内收缩段调节型面和扩张段调节型面，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的一端分别固定于内收缩段起点和扩张段终点，另一端分别为活动端，所述连接铰链包括铰链a和b，所述铰链a和b分别位于内收缩段起点和扩张段终点，且所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面可分别绕着所述铰链a和b按设计旋转角度进行旋转。

进一步的，在旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的活动端距离唇口型面的垂直距离始终保持相等。

进一步的，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转后，所述内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为进气道流道的气动喉道型面，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后流道喉道高度H_th，通过公式(1)得到：