[发明专利]一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法

摘要

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，属于组合发动机领域，先制定发动机的总体性能要求并设计进气道基本流场，进而流线追踪得到三维内转进气道；根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；基于超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6+阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管；基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并在三维内转进气道上壁面开口布置涡扇‑亚燃组合通道和涡扇发动机；在涡扇发动机的外涵通道中布置火箭发动机；基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态涡扇发动机及Ma2～3状态火箭发动机性能参数，在涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室。

主权项

1.一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法，其特征在于：包括以下步骤：1)根据飞行任务制定发动机的总体性能要求，基于总体性能要求设计进气道基本流场，进而通过在基本流场中进行流线追踪得到三维内转进气道；2)根据发动机总体性能得到超燃燃烧室进出口参数，在步骤1)所述的三维内转进气道的出口处设计超燃燃烧室；3)基于步骤2)超燃燃烧室参数和发动机在Ma4.5～6+阶段的推力需求，在超燃燃烧室的出口设计几何面积可调的尾喷管，并根据尾喷管的不同工作状态设计尾喷管下调节板；4)基于Ma0～2阶段发动机性能需求选取涡扇发动机，并根据其流量需求，利用流量公式计算涡扇‑亚燃组合通道的入口面积，其中表示流量，ρ表示密度，A表示面积，v表示进口速度，进而在步骤1)中的三维内转进气道上壁面开口，布置涡扇‑亚燃组合通道和涡扇发动机；5)在步骤4)涡扇发动机的外涵通道中，基于Ma2～3阶段发动机推力需求布置相应大小的火箭发动机形成引射火箭通道；6)基于Ma0～5状态发动机推力需求，结合Ma0～2状态步骤4)所述涡扇发动机及Ma2～3状态步骤5)所述火箭发动机性能参数，在步骤4)所述涡扇发动机后设计可转换工作模式的亚燃燃烧室，亚燃燃烧室进口平均马赫数不大于0.25。