[发明专利]涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机

说明书

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。本发明首先针对双燃烧室冲压发动机进行改进，燃烧室采用矩形并联布局，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，具体涉及涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机。

背景技术

临近空间高超声速飞行任务、空天飞行任务等对具备宽空域、宽速域工作能力的高性能新型动力提出了迫切的需求，技术成熟的火箭发动机、涡轮发动机和冲压发动机各有优势，但都无法单独完成上述任务。为适应该任务需求，目前可以以上述三种发动机技术为基础组成新的热力循环方案，从而拓宽工作范围，于是演变出涡轮冲压组合(TBCC，TurboBased Combined Cycle)、TRIJET等组合发动机方案。

上述TBCC、TRIJET组合发动机仍存在以下缺陷：TBCC受高速涡轮机技术制约，无法实现与双模态冲压发动机的很好接力。近期国内提出拟采用现役涡轮构建并联TBCC方案，拟通过引射火箭增推或喷水预冷等解决接力问题，但这样会增加系统复杂性和质量代价。TRIJET采用通过引入引射冲压发动机，实现现役涡轮发动机和双模态冲压发动机之间的推力衔接，但由于采用三通道结构，面临系统复杂、结构质量大等问题。

双燃烧室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，为Ma3.3左右，借助可调进气技术，其工作马赫数下限可进一步下拓至Ma2.5左右，因此涡轮发动机与双燃烧室冲压发动机的组合方案更有助于解决“推力鸿沟”难题，基于货架涡轮发动机的组合动力方案更为可行。然而现有双燃烧室冲压发动机为轴对称构型，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。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机，解决现有涡轮冲压组合发动机不能在较低马赫数接力等问题。

本发明的技术解决方案：

涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机，包括高速通道和低速通道，所述高速通道和低速通道并联设置，且共用进气道和尾喷管，所述高速通道包括双燃烧室冲压发动机，所述低速通道包括涡轮核心机，所述双燃烧室冲压发动机包括双燃烧室冲压进气道，亚声速燃烧室和超声速燃烧室，且所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室采用矩形并联布局；

所述冲压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，所述亚燃流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。