[发明专利]一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法

说明书

一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，属于组合发动机领域，包括以下步骤：1)根据飞行任务制定总体性能要求，确定进气道捕获面积并通过流线追踪得到三维内转进气道；2)计算超燃燃烧室进出口参数，设计超燃通道和超燃燃烧室；3)设计尾喷管上型面及下调节板；4)根据Ma0～2阶段发动机流量需求，在三维内转进气道两侧壁面开口布置涡轮通道、涡轮发动机和涡轮通道分流板；5)基于Ma2～3火箭发动机工作与Ma3～4.5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，从而布置引射火箭‑亚燃通道的进口、相应大小的火箭发动机和引射火箭‑亚燃通道分流板。本发明可满足有效跨越推力鸿沟的同时提供较高的低速爬升和高速巡航性能。

技术领域

本发明涉及组合发动机领域，尤其涉及一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法。

背景技术

一个世纪以来，人们在飞的“更高、更快、更远”的理想下，推动了高超声速飞行器的发展。早在20世纪70年代初期就出现了马赫数3的高空侦察机，而到了70年代中期马赫数2的民航客机就开始往返于欧美大陆，近年来，美国、欧盟、俄罗斯、日本等国家及国际组织都在加速推进各种高超声速飞行技术研究项目，旨在追求地面起飞、跨速域(Ma0～6+)、重复使用的高超声速飞行器。

现有航空航天动力主要为涡轮、冲压和火箭发动机，其中涡轮发动机的最佳工作范围Ma0～2.5，Ma3～5是亚燃冲压发动机较为有利的工作范围，超燃冲压发动机的工作范围Ma5～8，火箭发动机虽然可以全速域工作，但效率最低。经过多年的发展和创新，通过组合现有成熟动力装置形成组合动力，能够支撑高超声速飞行的技术方案众多，在美国2030年吸气式推进技术发展规划中，TBCC、RBCC组合循环发动机占用重要席位，并且是进入空间的最有发展前景的动力技术，目前绝大部分公开的Ma5～6级高超声速飞机方案中，涡轮基组合动力(TBCC)是主流的动力方案，TBCC是以涡轮发动机为基础，集成冲压发动机、火箭发动机等动力形式，科学组合形成的宽速域高超声速动力系统。

技术角度而言，实现高超声速飞行的核心在于组合动力技术，比较发现目前国内在组合发动机领域还存在以下主要问题：1、多通道组合动力的推力陷阱，涡轮发动机和冲压发动机工作速域范围目前还存在空档，难以实现推力衔接的问题，而利用引射火箭动力填补转级推力不足是目前比较合理的方案；2、目前国内在双模态燃烧的转换和控制方面基础还较为薄弱，实现双模态工作依然面临较大考验，离工程实践较远；3、目前国内大部分的组合发动机方案都采用双通道形式，因而分配到各通道的工作压力较高，例如冲压发动机要在满足燃烧室入口速度要求的前提下同时保持自起动能力、涡轮在低速状态存在推力不足情况。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，可在设计技术难度及结构复杂度不高的条件下实现跨速域的工作，满足有效跨越推力鸿沟的同时提供较高的低速爬升和高速巡航性能。

本发明将引射火箭-亚燃通道、两个涡轮通道与超燃通道四个通道并联布置，上通道为引射火箭与亚燃燃烧室串联的组合形式(以下简称“引射火箭-亚燃通道”)，下通道为超燃燃烧室(以下简称“超燃通道”)，左右通道均为涡轮发动机(以下简称“涡轮通道”)，上述四通道共用一个三维内转进气道和尾喷管从而组成四通道三动力组合发动机。本发明无需复杂的匹配设计，可最大限度降低各动力之间相互影响并满足推力平衡问题。

为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：

一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法，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；