[发明专利]一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法

权利要求书

1.一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，其特征在于：包括以下步骤：

1)根据飞行任务制定总体性能要求，基于总体性能要求设计基本流场，确定进气道捕获面积，进而在基本流场中通过流线追踪得到三维内转进气道；

2)基于步骤1)三维内转进气道的出口面积，根据发动机总体性能计算超燃燃烧室进出口参数，进而设计超燃通道和超燃燃烧室；

3)基于步骤2)超燃燃烧室出口参数，根据发动机总体性能设计尾喷管上型面及下调节板；

4)根据飞行马赫数0～2阶段发动机流量需求，利用流量公式计算两个涡轮通道入口面积，其中，q表示流量，K为气动常数，p^*为总压，T^*为总温，A为面积，进而在三维内转进气道两侧壁面开口布置涡轮通道，并在涡轮通道内布置涡轮发动机，在三维内转进气道两侧壁面开口处装接涡轮通道分流板；

5)基于飞行马赫数2～3火箭发动机工作与飞行马赫数3～4.5亚燃燃烧室工作状态的推力需求，计算引射火箭-亚燃通道最大流量需求，从而在三维内转进气道上布置引射火箭-亚燃通道的进口及计算进口的面积大小，并在引射火箭-亚燃通道内布置相应大小的火箭发动机，在引射火箭-亚燃通道的进口处装接引射火箭-亚燃通道分流板；

所述引射火箭-亚燃通道与超燃燃烧室上下并联，两个涡轮通道左右并联；

当飞行马赫数0～2时，两台涡轮发动机点火工作，涡轮通道分流板处于最上方，引射火箭-亚燃通道分流板位于中间位置；在跨音速阶段涡轮推力不足时火箭发动机和亚燃燃烧室点火提供推力，此时引射火箭-亚燃通道分流板位于上方；

当飞行马赫数2～2.2时，涡轮发动机为风车状态，马赫数2.2以上状态，涡轮通道分流板关闭；火箭发动机和亚燃燃烧室在马赫数2～3阶段点火燃烧，引射火箭-亚燃通道分流板位于上方；

当飞行马赫数3～4.6时，火箭发动机熄火，引射火箭-亚燃通道分流板位于最上方；

当飞行马赫数4.6以上，引射火箭-亚燃通道关闭，引射火箭-亚燃通道分流板位于最下方；超燃通道在马赫数0～4.5状态处于通流状态，马赫数4.5～6+状态点火燃烧，引射火箭-亚燃通道分流板和涡轮通道分流板均处于下方。

2.如权利要求1所述一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，其特征在于：步骤4)中还包括：根据发动机总体性能在涡轮通道的出口处设计涡轮通道喉道调节板。

3.如权利要求1所述一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，其特征在于：步骤5)中还包括：根据推力需求在引射火箭-亚燃通道的出口处设计引射火箭-亚燃通道喉道调节板。

4.一种多通道并联的三动力组合发动机，基于权利要求1一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法所设计，其特征在于：包括三维内转进气道、尾喷管、引射火箭-亚燃通道、超燃通道和两个涡轮通道；三维内转进气道设有第一出口、第二出口、第三出口和第四出口；尾喷管设有第一入口、第二入口、第三入口和第四入口；引射火箭-亚燃通道的入口与第一出口相接，引射火箭-亚燃通道的出口与第一入口相接，引射火箭-亚燃通道内从入口到出口依次安装有火箭发动机和亚燃燃烧室；两个涡轮通道的入口分别与第二出口和第三出口相接，两个涡轮通道的出口分别与第二入口和第三入口相接，涡轮通道中间安装有涡轮发动机；超燃通道的入口与第四出口相接，超燃通道的出口与第四入口相接，超燃通道内设有超燃燃烧室；三维内转进气道的第一出口上壁面处铰接有引射火箭-亚燃通道分流板，以开启或关闭引射火箭-亚燃通道的入口。

5.如权利要求4所述一种多通道并联的三动力组合发动机，其特征在于：三维内转进气道的第二出口和第三出口的上壁面处铰接有涡轮通道分流板，以开启或关闭涡轮通道的入口。

6.如权利要求4所述一种多通道并联的三动力组合发动机，其特征在于：所述第二出口和第三出口对称设于三维内转进气道的两侧，第一出口和第四出口分别设于三维内转进气道的上部和下部。