[发明专利]一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法

说明书

一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法，涉及临近空间的超燃冲压发动机。根据设计条件和要求，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，得到满足需求的二元高超声速进气道；基于短喷管理论及最大推力喷管原理设计单边膨胀尾喷管；在进气道边界层设计引气装置，根据进气道边界层位置以及气体实际需求计算边界层引气装置的出口数量、大小、位置和角度；引出气体经由次流系统的温度模块和压力模块后用于燃烧室冷却、尾喷管生成气动喉道、机舱供气等。兼顾超声速进气道的边界层排移、燃烧室的冷却和喷管喉道面积的调节，通过设计次流系统的各模块对进气道边界层高温高压气体循环再利用，提高飞行器整体性能。

技术领域

本发明涉及临近空间的超燃冲压发动机，尤其是涉及一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法。

背景技术

临近空间飞行器的发展涉及国家安全与和平利用空间，是目前国际竞相争夺空间技术的焦点之一。高超声速飞行器是21世纪重点发展的高科技项目。超音速冲压发动机被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的“第三次动力革命”，相比于火箭发动机，它可以直接从大气中捕获空气，无须自身携带氧化剂，因而航程更远，同时也不需要压气机、涡轮等旋转部件，可减少飞行器的结构复杂度，从而减轻重量，提高推重比。作为超燃冲压发动机的核心部件之一的高超声速进气道，其主要作用是对自由来流进行减速增压，提供稳定的气流供给燃烧室燃烧，进气道总体性能的优劣及出口流场直接影响着发动机的性能。但是高超声速进气道的流量调节需要加入如分流板等附加部件，对于尾喷管，为了能提供更大的推力，需要喷管处于完全膨胀状态，这就需要尾喷管的喉道面积可以调节，目前所采用的转轴和滑动调节都需要附加部件，不仅会增加发动机的总重量，而且调节速度并不理想。对于高马赫数发动机，其飞行状态下的高总温会造成材料烧蚀和发动机循环效率降低，该问题是不可规避的。传统的方法是通过次流引气进行再生循环冷却，以及进气道引气降温后喷入燃烧室实现气膜冷却系统，次流引气管路是该系统的重要组成部分。

通过次流系统引气完成进气道边界层排移、发动机燃烧室冷却和尾喷管气动喉道的生成，考虑次流系统的基于超燃冲压循环的吸气式发动机设计方法是一个需要重点研究解决的问题。

发明内容

本发明的目的旨在将基于最大推力喷管理论得到的单边膨胀非对称超燃冲压发动机尾喷管与基于有旋特征线法设计的双入射激波内收缩进气道通过次流系统结合，并结合气体动力学相关理论，解决进气道流量控制、燃烧室冷却及尾喷管喉道面积调节等问题，减轻发动机整体重量，完成进气道的边界层排移，提高进气道性能，提高燃烧效率，并且提高发动机推力的一种考虑次流系统的吸气式超燃冲压发动机设计方法。

本发明包括以下步骤：

1)、根据给定的飞行条件从二元高超声速进气道的几何构型出发，分析进气道流场与几何结构的关系，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，得到满足要求的二元高超声速进气道；

2)、根据设计要求，在给定喷管长度和质量流量的两个约束条件下，应用拉格朗日乘子法以及变分法导出最大推力喷管出口控制面方程，再通过单边膨胀喷管膨胀型面的非线性缩短设计方法对喷管进行进一步缩短，得到最大推力下的满足长度需求的单边膨胀尾喷管；

3)、通过理论计算以及数值仿真预测进气道边界层位置，在进气道边界层选择适当位置设计次流系统引气装置及流量调节装置，引气可对边界层进行排移并为次流系统提供高温高压气源，所引出气体经由次流系统对应的温度模块和压力模块后分别流向燃烧室、尾喷管以及机舱等，温度模块和压力模块可对气体的温度和压力进行一定程度的调节，进行降温降时还可用于发电，由此获得各部件不同条件需求的气体，低温气体可用于燃烧室冷却、高压气体可用于尾喷管生成气动喉道使喷管实现完全膨胀，提高发动机整体推力，低压气体也可用于机舱供气等；

4)、根据进气道边界层位置以及气体实际需求计算边界层引气装置的出口数量、大小、位置和角度等参数。