一種雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣道及進氣控制方法與流程
2023-12-09 10:43:31 2
本發明屬於航空航天發動機技術領域，涉及一種雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣道及進氣控制方法。
背景技術：
隨著高超聲速技術的快速發展，臨近空間已經成為世界大國競相爭奪的新邊疆，成為國家安全新的戰略制高點，臨近空間高超聲速飛行器逐漸成為各技術先進國家國防建設的重點關注方向。臨近空間高超聲速飛行器是以吸氣式組合發動機為動力，能夠水平起降，在稠密大氣、臨近空間和近地軌道機動飛行的可重複使用高超聲速飛行器。
多種吸氣式組合發動機中，渦輪發動機與寬範圍衝壓發動機的組合動力方案最具工程應用前景，但「推力鴻溝」是該方案存在的最大難題。當前寬範圍衝壓發動機主要採用雙模態超燃衝壓發動機，其工作馬赫數下限為ma4左右，而現有貨架渦輪發動機工作馬赫數上限在ma2.5左右，二者難以實現順利銜接。目前解決「推力鴻溝」的主要手段有：一是採用高速渦輪技術及噴水預冷技術提升渦輪發動機工作馬赫數上限，但高速渦輪技術難度極高，美國經過長期研究仍難突破，而噴水預冷技術需負載大量的水及增加結構複雜度；二是引入火箭發動機彌補推力不足，該方案使得組合發動機系統更加複雜，且需多種推進劑燃料。
多種吸氣式組合發動機中，渦輪發動機與寬範圍衝壓發動機的組合動力方案最具工程應用前景，但「推力鴻溝」是該方案存在的最大難題。當前寬範圍衝壓發動機主要採用雙模態超燃衝壓發動機，其工作馬赫數下限為ma4左右，而現有貨架渦輪發動機工作馬赫數上限在ma2.5左右，二者難以實現順利銜接。目前解決「推力鴻溝」的主要手段有：一是採用高速渦輪技術及噴水預冷技術提升渦輪發動機工作馬赫數上限，但高速渦輪技術難度極高，美國經過長期研究仍難突破，而噴水預冷技術需負載大量的水及增加結構複雜度；二是引入火箭發動機彌補推力不足，該方案使得組合發動機系統更加複雜，且需多種推進劑燃料。
雙燃燒室超燃衝壓發動機比雙模態超燃衝壓發動機工作馬赫數下限更低，為ma3.3左右，藉助可調進氣技術，其工作馬赫數下限可進一步下拓至ma2.5左右，因此渦輪發動機與雙燃燒室超燃衝壓發動機的組合方案更有助於解決「推力鴻溝」難題，基於貨架渦輪發動機的組合動力方案更為可行。
現有雙燃燒室超燃衝壓發動機為軸對稱構型，採用軸對稱進氣道，更適用於軸對稱布局，在流道及結構設計方面難以實現與渦輪通道並聯布置且共用進氣系統，並且現有技術採用固定幾何進氣道，難以適應更寬工作馬赫數範圍。
技術實現要素：
本發明的目的在於克服現有技術不足，提供一種雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣道，解決寬範圍非軸對稱雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣的技術難題。
本發明的技術解決方案：
一種雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣道，所述進氣道採用二元進氣道構型，並沿流向由支板分割為亞燃流道和超燃流道，所述亞燃通道至少為一個，所述超燃流道至少為兩個且均分在亞燃流道兩側；
所述亞燃和超燃流道結構一致，由固定型面、可調型面及連接鉸鏈構成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面、唇口型面以及與燃燒室連接型面；所述可調型面包括內收縮段調節型面和擴張段調節型面，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的一端分別固定於內收縮段起點和擴張段終點，另一端分別為活動端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a和b，所述鉸鏈a和b分別位於內收縮段起點和擴張段終點，且所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面可分別繞著所述鉸鏈a和b按設計旋轉角度進行旋轉。
進一步的，在旋轉調節過程中，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面的活動端距離唇口型面的垂直距離始終保持相等。
進一步的，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉後，所述內收縮段調節型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節型面圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流作為進氣道流道的氣動喉道型面，該氣動喉道型面對應的喉道高度定義為可調型面旋轉後流道喉道高度hth，通過公式(1)得到：
其中，hth為可調型面旋轉後流道喉道高度，hc為進氣道流道捕獲高度，q(ma)為流量函數，ma0和math分別為來流馬赫數和流道喉道馬赫數，為流量係數，σth為流道喉道總壓恢復係數。
進一步的，所述旋轉角度包括內收縮段調節型面的旋轉角度θ7和擴張段調節型面的旋轉角度θ8，由公式(2)得到；
其中，h7為內收縮段調節型面固定端與唇口型面垂直高度，h8為擴張段調節型面固定端與唇口型面垂直高度，hth為可調型面旋轉後流道喉道高度，l7為內收縮段調節型面兩端點間距離，l8為擴張段調節型面兩端點間距離，θ2為內收縮段型面兩端點連線與喉道型面之間的角度(取銳角)，θ4為擴張段型面兩端點連線與喉道型面之間的角度(取銳角)。
所述旋轉角度θ7和θ8為0°時，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別與內收縮段型面和擴張段型面貼合；
所述旋轉角度θ7和θ8為最大值時，所述內收縮段調節型面和擴張段調節型面完全關閉所述流道。
進一步的，所述進氣道固定型面設計如下：設定進氣道工作馬赫數範圍為mamin～mamax，所述進氣道固定型面根據mamax的流量係數、總壓恢復等性能指標要求以及mamin的起動性能需求設計而得，此為本領域公知的技術。
進一步的，當來流馬赫數大於mamin時，根據發動機性能需求以及進氣道設計的調節規律，所述鉸鏈控制可調型面旋轉調節，直至來流馬赫數為mamax。
本發明還提供上述一種雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣道的進氣控制方法，包括以下過程：
當飛行馬赫數到達第一馬赫數時，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別緊貼內收縮段型面和擴張段型面，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開始點火，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態；
當飛行馬赫數到達第二馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處於亞燃模態；
當飛行馬赫數到達第三馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面停止旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態向超燃模態轉變；
當飛行馬赫數到達第四馬赫數，超聲速燃燒室處於超燃模態，完成模態轉變，隨著飛行馬赫數的增大，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面仍停止，未旋轉調節；
當飛行馬赫數到達第五馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，使得所述超聲速燃燒室始終處於超燃模態；
當飛行馬赫數達到第六馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面均停止旋轉調節，所示亞聲速燃燒室始終處於亞燃模態，超聲速燃燒室始終處於超燃模態；
所述第二馬赫數和第六馬赫數之間，控制亞燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室始終處於亞燃模態。
本發明的有益效果：
1、採用二元進氣道分流道的方式，解決了雙燃燒室超燃衝壓發動機非軸對稱構型的進氣問題，並能較好應用於並聯式渦輪基組合發動機方案。
2、採用幾何調節和氣動調節相結合的調節措施較好的解決了雙燃燒室超燃衝壓發動機寬範圍工作難題，有助於拓寬發動機工作馬赫數下限，同時該調節方案具有減輕調節附加質量、降低高溫動密封需求等諸多優點。
3、進氣道亞聲速燃燒室流道和超聲速燃燒室流道獨立調節，並且進氣道對進入亞聲速燃燒室的氣流的壓縮程度大於進入超聲速燃燒室的氣流，有利於匹配燃燒室的各自需求，便於燃燒組織，提高發動機性能。
4、利用組合發動機已有的進氣調節功能實現進氣道調節，拓寬雙燃燒室超燃衝壓發動機的工作馬赫數範圍，無需額外增加調節機構。
附圖說明
所包括的附圖用來提供對本發明實施例的進一步的理解，其構成了說明書的一部分，用於例示本發明的實施例，並與文字描述一起來闡釋本發明的原理。顯而易見地，下面描述中的附圖僅僅是本發明的一些實施例，對於本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
圖1為本發明實施例提供的雙燃燒室超然衝壓發動機進氣道流道布局示意圖；
圖2為本發明實施例中雙燃燒室超然衝壓發動機流道調節方案示意圖；
圖3為本發明實施例中雙燃燒室超然衝壓發動機流道調節參數說明示意圖。
圖中，a、超燃流道；b、亞燃流道；c、超燃流道；1、外壓縮型面；2、內收縮段型面；3、喉道型面；4、擴張段型面；5、唇口型面；6、與燃燒室連接型面；7、內收縮段調節型面；8、擴張段調節型面；9、鉸鏈a；10、鉸鏈b；h7為內收縮段調節型面7固定端與唇口型面5垂直高度；h8為擴張段調節型面8固定端與唇口型面5垂直高度；hth為所需調節到的喉道高度；θ2為內收縮段型面2兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)；θ4為擴張段型面4兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)。
具體實施方式
下面將結合附圖對本發明的具體實施例進行詳細說明。在下面的描述中，出於解釋而非限制性的目的，闡述了具體細節，以幫助全面地理解本發明。然而，對本領域技術人員來說顯而易見的，也可以在脫離了這些具體細節的其它實施例中實踐本發明。
在此需要說明的是，為了避免因不必要的細節而模糊了本發明，在附圖中僅僅示出了與根據本發明的方案密切相關的設備結構和/或處理步驟，而省略了與本發明關係不大的其他細節。
實施例1
本實施例提供一種雙燃燒室超然衝壓發動機進氣道，圖1為本發明實施例提供的雙燃燒室超然衝壓發動機進氣道流道布局示意圖；圖2為本發明實施例中進氣道流道調節方案示意圖；圖3出示了流道調節參數說明示意圖。所述進氣道採用二元進氣道構型，並沿流向由支板分割為亞燃流道b和超燃流道a和c，所述b流道為中間流道，連接亞聲速燃燒室，所述a、c流道分布在b流道兩側連接超聲速燃燒室。
進一步的，按發動機模塊化布置，上述流道布局還可以是aabaa、ababc、abbc等多種組合形式。
所述a、b、c任意流道設計如下：
所述流道由固定型面、可調型面及連接鉸鏈構成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面1、內收縮段型面2、喉道型面3、擴張段型面4、唇口型面5以及與燃燒室連接型面6；所述可調型面包括內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8，所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8的一端分別固定於內收縮段起點和擴張段終點，另一端分別為活動端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a9和b10，所述鉸鏈a9和b10分別位於內收縮段起點和擴張段段終點，且所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8可分別繞著所述鉸鏈a9和b10按設計旋轉角度進行旋轉。
進一步的，所述進氣道固定型面設計如下：設定進氣道工作馬赫數範圍為mamin～mamax，所述進氣道固定型面根據mamax的流量係數、總壓恢復等性能指標要求以及mamin的起動性能需求設計而得，此為本領域公知的技術。
進一步的，當來流馬赫數大於mamin時，根據發動機性能需求以及進氣道設計的調節規律，所述鉸鏈控制可調型面旋轉調節，直至來流馬赫數為mamax。
通過上述工作過程，使得進氣道在mamin～mamax範圍內均能可靠高效工作，為燃燒室提供滿足速度、壓力等要求的壓縮氣流，確保發動機在mamin～mamax範圍內均能正常工作並產生推力性能。
進一步的，在旋轉調節過程中，所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8的活動端距離唇口型面5的垂直距離始終保持相等。
進一步的，所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8旋轉後，所述內收縮段調節型面7、內收縮段型面2、喉道型面3、擴張段型面4和擴張段調節型面8圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流作為流道的氣動喉道型面，以縮小進氣道喉道面積，增大進氣道收縮比，進而增大對來流空氣的壓縮，該氣動喉道型面對應的喉道高度定義為可調型面旋轉後進氣道喉道高度hth，通過公式(1)得到：
其中，hth為可調型面旋轉後流道喉道高度，hc為進氣道流道捕獲高度，q(ma)為流量函數，ma0和math分別為來流馬赫數和流道喉道馬赫數，為流量係數，σth為流道喉道總壓恢復係數。
進一步的，在低馬赫數設計工況時，例如mamin，所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8分別緊貼內收縮段型面2和擴張段型面4，隨著來流馬赫數的增大，則需要根據來流馬赫數、進氣道流量係數及燃燒室所需求進氣道喉道馬赫數等參數，按上述公式(1)計算得到所需調節的進氣道喉道高度，再按幾何關係轉換為內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8所需旋轉的角度，且來流馬赫數越大，內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8旋轉角度越大，形成氣動喉道後，進氣道喉道流通面積越小，對來流壓縮作用越強，為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣，利於穩定燃燒及發動機性能提高。另外，必要時可通過增大內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8的旋轉角度，完全關閉流道。
上述旋轉角度包括內收縮段調節型面7的旋轉角度θ7和擴張段調節型面8的旋轉角度θ8，由公式(2)得到；
其中，h7為內收縮段調節型面7固定端與唇口型面5垂直高度，h8為擴張段調節型面8固定端與唇口型面5垂直高度，hth為可調型面旋轉後流道喉道高度，l7為內收縮段調節型面7兩端點間距離，l8為擴張段調節型面8兩端點間距離，θ2為內收縮段型面2兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)，θ4為擴張段型面4兩端點連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)。
所述旋轉角度θ7和θ8為0°時，所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8分別與內收縮段型面2和擴張段型面4貼合；
所述旋轉角度旋轉角度θ7和θ8為最大值時，所述內收縮段調節型面7和擴張段調節型面8完全關閉所述流道，該狀態根據特殊任務需求而定。
進一步的，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室可採用矩形並聯方式設計。
本發明的設計原理在於：
考慮到組合發動機以雙燃燒室超然衝壓發動機與渦輪發動機並聯布置，共用進排氣系統，同時需與升力體或乘波體飛行器一體化設計，雙燃燒室超然衝壓發動機需採用非軸對稱構型，因此針對雙燃燒室非軸對稱的構型，本發明分別設計相應的進氣流道，並針對各流道進行設計，增加內收縮段調節型面和擴張段調節型面，並通過鉸鏈控制其旋轉，在旋轉的過程中，內收縮段調節型面、內收縮段型面、喉道型面、擴張段型面和擴張段調節型面會圍成一個凹腔，在凹腔內形成渦流將作為進氣流道的氣動喉道型面，通過合理設計內收縮段型面、擴張段型面以及喉道型面的長度，並分別使得內收縮段調節型面與內收縮段型面一致，擴張段調節型面與擴張段型面長度一致，從而使得內收縮段調節型面活動端和擴張段調節型面活動端沿流向的距離小於渦流的特徵尺度，所述特徵尺度通過cfd計算獲得，進而在凹腔內形成穩定的渦流；此外，根據旋轉角度的大小，將得到不同的氣動喉道型面，進而通過這種方式來縮小進氣道喉道面積，增大進氣道收縮比，即增大對來流空氣的壓縮，進氣道喉道流通面積越小，對來流壓縮作用越強，為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣，利於穩定燃燒及發動機性能提高。通過上述調節，使得進氣道對進入亞聲速燃燒室的氣流提供較大壓縮，經一系列波系後以亞聲速進入亞聲速燃燒室組織燃燒，對進入雙模態超聲速燃燒室的氣流提供較小壓縮，氣流以超聲速進入超聲速燃燒室實現寬範圍雙模態燃燒，以此拓寬發動機工作馬赫數範圍、提高發動機性能。
實施例2
本實施例提供上述一種雙燃燒室超燃衝壓發動機進氣道的進氣控制方法，包括：
當飛行馬赫數到達第一馬赫數時，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面分別緊貼內收縮段型面和擴張段型面，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開始點火，維持總推力滿足飛行器需求，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態；
當飛行馬赫數到達第二馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始進行旋轉，隨著飛行馬赫數的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處於亞燃模態；
當飛行馬赫數到達第三馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面停止旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態向超燃模態轉變；
當飛行馬赫數到達第四馬赫數，超聲速燃燒室處於超燃模態，完成模態轉變，隨著飛行馬赫數的增大，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面仍停止，未旋轉調節；
當飛行馬赫數到達第五馬赫數，超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面開始旋轉調節，隨著飛行馬赫數的增大，使得所述超聲速燃燒室始終處於超燃模態；
當飛行馬赫數達到第六馬赫數，此為發動機最大工作馬赫數，所述亞燃流道和超燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面均停止旋轉調節，所示亞聲速燃燒室始終處於亞燃模態，超聲速燃燒室始終處於超燃模態；
所述第二馬赫數和第六馬赫數之間，控制亞燃流道的內收縮段調節型面和擴張段調節型面旋轉，使得所述亞聲速燃燒室始終處於亞燃模態。
所述使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室始終處於亞燃模態是指使得所述亞燃流道和超燃流道對應的旋轉後的喉道馬赫數始終處於1.2～1.5範圍中；
所述使得所述超聲速燃燒室始終處於超燃模態是指使得所述超燃流道對應的旋轉後的喉道馬赫數始終處於飛行馬赫數的9/20～11/20的範圍中；
所述第一馬赫數為mamin；為衝壓發動機開始工作馬赫數，其對應的流道的喉道馬赫數為ma-th1；
所述第二馬赫數為ma-2，其對應喉道馬赫數ma-th2，所述ma-th2大於閾值maδ1，所述maδ1優選範圍為1.2～1.5；
所述第三馬赫數為ma-3，所述第四馬赫數為ma-4，ma-3和ma-4且之間實現超聲速燃燒室由亞燃模態向超燃模態的轉變，且所述第三馬赫數根據其對應的喉道馬赫數ma-th3、第四馬赫數ma-4和其對應喉道馬赫數ma-th4來確定；具體的，根據第四馬赫數ma-4和喉道馬赫數ma-th4可以由公式(1)和(2)得出旋轉角度，由旋轉角度和ma-th3可以得出ma-3；
所述第四馬赫數ma-4優選範圍為5.5-6，其對應的喉道馬赫數ma-th4為9/20～11/20ma-4；
所述第五馬赫數為ma-5，其對應喉道馬赫數ma-th5，所述ma-th5大於閾值maδ2，所述maδ2為11/20ma-5；
所述第六馬赫數為mamax，衝壓發動機最大工作馬赫數。
本發明未詳細說明部分為本領域技術人員公知技術。