本發(fā)明屬于航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域,涉及一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道及進(jìn)氣控制方法。
背景技術(shù):
隨著高超聲速技術(shù)的快速發(fā)展,臨近空間已經(jīng)成為世界大國(guó)競(jìng)相爭(zhēng)奪的新邊疆,成為國(guó)家安全新的戰(zhàn)略制高點(diǎn),臨近空間高超聲速飛行器逐漸成為各技術(shù)先進(jìn)國(guó)家國(guó)防建設(shè)的重點(diǎn)關(guān)注方向。臨近空間高超聲速飛行器是以吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力,能夠水平起降,在稠密大氣、臨近空間和近地軌道機(jī)動(dòng)飛行的可重復(fù)使用高超聲速飛行器。
多種吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)中,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力方案最具工程應(yīng)用前景,但“推力鴻溝”是該方案存在的最大難題。當(dāng)前寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),其工作馬赫數(shù)下限為ma4左右,而現(xiàn)有貨架渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限在ma2.5左右,二者難以實(shí)現(xiàn)順利銜接。目前解決“推力鴻溝”的主要手段有:一是采用高速渦輪技術(shù)及噴水預(yù)冷技術(shù)提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限,但高速渦輪技術(shù)難度極高,美國(guó)經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期研究仍難突破,而噴水預(yù)冷技術(shù)需負(fù)載大量的水及增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度;二是引入火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彌補(bǔ)推力不足,該方案使得組合發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)更加復(fù)雜,且需多種推進(jìn)劑燃料。
多種吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)中,渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力方案最具工程應(yīng)用前景,但“推力鴻溝”是該方案存在的最大難題。當(dāng)前寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī),其工作馬赫數(shù)下限為ma4左右,而現(xiàn)有貨架渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限在ma2.5左右,二者難以實(shí)現(xiàn)順利銜接。目前解決“推力鴻溝”的主要手段有:一是采用高速渦輪技術(shù)及噴水預(yù)冷技術(shù)提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限,但高速渦輪技術(shù)難度極高,美國(guó)經(jīng)過(guò)長(zhǎng)期研究仍難突破,而噴水預(yù)冷技術(shù)需負(fù)載大量的水及增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度;二是引入火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彌補(bǔ)推力不足,該方案使得組合發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)更加復(fù)雜,且需多種推進(jìn)劑燃料。
雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)下限更低,為ma3.3左右,借助可調(diào)進(jìn)氣技術(shù),其工作馬赫數(shù)下限可進(jìn)一步下拓至ma2.5左右,因此渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合方案更有助于解決“推力鴻溝”難題,基于貨架渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力方案更為可行。
現(xiàn)有雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為軸對(duì)稱構(gòu)型,采用軸對(duì)稱進(jìn)氣道,更適用于軸對(duì)稱布局,在流道及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面難以實(shí)現(xiàn)與渦輪通道并聯(lián)布置且共用進(jìn)氣系統(tǒng),并且現(xiàn)有技術(shù)采用固定幾何進(jìn)氣道,難以適應(yīng)更寬工作馬赫數(shù)范圍。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素:
本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足,提供一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道,解決寬范圍非軸對(duì)稱雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣的技術(shù)難題。
本發(fā)明的技術(shù)解決方案:
一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道,所述進(jìn)氣道采用二元進(jìn)氣道構(gòu)型,并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(gè),所述超燃流道至少為兩個(gè)且均分在亞燃流道兩側(cè);
所述亞燃和超燃流道結(jié)構(gòu)一致,由固定型面、可調(diào)型面及連接鉸鏈構(gòu)成,其中,所述固定型面包括外壓縮型面、內(nèi)收縮段型面、喉道型面、擴(kuò)張段型面、唇口型面以及與燃燒室連接型面;所述可調(diào)型面包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面的一端分別固定于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段終點(diǎn),另一端分別為活動(dòng)端,所述連接鉸鏈包括鉸鏈a和b,所述鉸鏈a和b分別位于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段終點(diǎn),且所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面可分別繞著所述鉸鏈a和b按設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。
進(jìn)一步的,在旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)過(guò)程中,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面的活動(dòng)端距離唇口型面的垂直距離始終保持相等。
進(jìn)一步的,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn)后,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面、內(nèi)收縮段型面、喉道型面、擴(kuò)張段型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面圍成一個(gè)凹腔,在凹腔內(nèi)形成渦流作為進(jìn)氣道流道的氣動(dòng)喉道型面,該氣動(dòng)喉道型面對(duì)應(yīng)的喉道高度定義為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度hth,通過(guò)公式(1)得到:
其中,hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度,hc為進(jìn)氣道流道捕獲高度,q(ma)為流量函數(shù),ma0和math分別為來(lái)流馬赫數(shù)和流道喉道馬赫數(shù),
進(jìn)一步的,所述旋轉(zhuǎn)角度包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面的旋轉(zhuǎn)角度θ7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面的旋轉(zhuǎn)角度θ8,由公式(2)得到;
其中,h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面固定端與唇口型面垂直高度,h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面固定端與唇口型面垂直高度,hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度,l7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面兩端點(diǎn)間距離,l8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面兩端點(diǎn)間距離,θ2為內(nèi)收縮段型面兩端點(diǎn)連線與喉道型面之間的角度(取銳角),θ4為擴(kuò)張段型面兩端點(diǎn)連線與喉道型面之間的角度(取銳角)。
所述旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為0°時(shí),所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面分別與內(nèi)收縮段型面和擴(kuò)張段型面貼合;
所述旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為最大值時(shí),所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面完全關(guān)閉所述流道。
進(jìn)一步的,所述進(jìn)氣道固定型面設(shè)計(jì)如下:設(shè)定進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin~mamax,所述進(jìn)氣道固定型面根據(jù)mamax的流量系數(shù)、總壓恢復(fù)等性能指標(biāo)要求以及mamin的起動(dòng)性能需求設(shè)計(jì)而得,此為本領(lǐng)域公知的技術(shù)。
進(jìn)一步的,當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于mamin時(shí),根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求以及進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的調(diào)節(jié)規(guī)律,所述鉸鏈控制可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),直至來(lái)流馬赫數(shù)為mamax。
本發(fā)明還提供上述一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的進(jìn)氣控制方法,包括以下過(guò)程:
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第一馬赫數(shù)時(shí),所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面分別緊貼內(nèi)收縮段型面和擴(kuò)張段型面,亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開(kāi)始點(diǎn)火,所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態(tài);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第二馬赫數(shù),所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面開(kāi)始進(jìn)行旋轉(zhuǎn),隨著飛行馬赫數(shù)的增加,控制亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn),使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處于亞燃模態(tài);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第三馬赫數(shù),超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面停止旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),隨著飛行馬赫數(shù)的增大,超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)轉(zhuǎn)變;
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第四馬赫數(shù),超聲速燃燒室處于超燃模態(tài),完成模態(tài)轉(zhuǎn)變,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面仍停止,未旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第五馬赫數(shù),超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面開(kāi)始旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),隨著飛行馬赫數(shù)的增大,使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到第六馬赫數(shù),所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面均停止旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),所示亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài),超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài);
所述第二馬赫數(shù)和第六馬赫數(shù)之間,控制亞燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn),使得所述亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài)。
本發(fā)明的有益效果:
1、采用二元進(jìn)氣道分流道的方式,解決了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)非軸對(duì)稱構(gòu)型的進(jìn)氣問(wèn)題,并能較好應(yīng)用于并聯(lián)式渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案。
2、采用幾何調(diào)節(jié)和氣動(dòng)調(diào)節(jié)相結(jié)合的調(diào)節(jié)措施較好的解決了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)寬范圍工作難題,有助于拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)下限,同時(shí)該調(diào)節(jié)方案具有減輕調(diào)節(jié)附加質(zhì)量、降低高溫動(dòng)密封需求等諸多優(yōu)點(diǎn)。
3、進(jìn)氣道亞聲速燃燒室流道和超聲速燃燒室流道獨(dú)立調(diào)節(jié),并且進(jìn)氣道對(duì)進(jìn)入亞聲速燃燒室的氣流的壓縮程度大于進(jìn)入超聲速燃燒室的氣流,有利于匹配燃燒室的各自需求,便于燃燒組織,提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。
4、利用組合發(fā)動(dòng)機(jī)已有的進(jìn)氣調(diào)節(jié)功能實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道調(diào)節(jié),拓寬雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)范圍,無(wú)需額外增加調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)。
附圖說(shuō)明
所包括的附圖用來(lái)提供對(duì)本發(fā)明實(shí)施例的進(jìn)一步的理解,其構(gòu)成了說(shuō)明書的一部分,用于例示本發(fā)明的實(shí)施例,并與文字描述一起來(lái)闡釋本發(fā)明的原理。顯而易見(jiàn)地,下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例,對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)講,在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下,還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。
圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流道布局示意圖;
圖2為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)方案示意圖;
圖3為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)參數(shù)說(shuō)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(nèi)收縮段型面;3、喉道型面;4、擴(kuò)張段型面;5、唇口型面;6、與燃燒室連接型面;7、內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面;8、擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面;9、鉸鏈a;10、鉸鏈b;h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7固定端與唇口型面5垂直高度;h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8固定端與唇口型面5垂直高度;hth為所需調(diào)節(jié)到的喉道高度;θ2為內(nèi)收縮段型面2兩端點(diǎn)連線與喉道型面3之間的角度(取銳角);θ4為擴(kuò)張段型面4兩端點(diǎn)連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)。
具體實(shí)施方式
下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。在下面的描述中,出于解釋而非限制性的目的,闡述了具體細(xì)節(jié),以幫助全面地理解本發(fā)明。然而,對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員來(lái)說(shuō)顯而易見(jiàn)的,也可以在脫離了這些具體細(xì)節(jié)的其它實(shí)施例中實(shí)踐本發(fā)明。
在此需要說(shuō)明的是,為了避免因不必要的細(xì)節(jié)而模糊了本發(fā)明,在附圖中僅僅示出了與根據(jù)本發(fā)明的方案密切相關(guān)的設(shè)備結(jié)構(gòu)和/或處理步驟,而省略了與本發(fā)明關(guān)系不大的其他細(xì)節(jié)。
實(shí)施例1
本實(shí)施例提供一種雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道,圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流道布局示意圖;圖2為本發(fā)明實(shí)施例中進(jìn)氣道流道調(diào)節(jié)方案示意圖;圖3出示了流道調(diào)節(jié)參數(shù)說(shuō)明示意圖。所述進(jìn)氣道采用二元進(jìn)氣道構(gòu)型,并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(cè)連接超聲速燃燒室。
進(jìn)一步的,按發(fā)動(dòng)機(jī)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(shè)計(jì)如下:
所述流道由固定型面、可調(diào)型面及連接鉸鏈構(gòu)成,其中,所述固定型面包括外壓縮型面1、內(nèi)收縮段型面2、喉道型面3、擴(kuò)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(diào)型面包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8的一端分別固定于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段終點(diǎn),另一端分別為活動(dòng)端,所述連接鉸鏈包括鉸鏈a9和b10,所述鉸鏈a9和b10分別位于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段段終點(diǎn),且所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8可分別繞著所述鉸鏈a9和b10按設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。
進(jìn)一步的,所述進(jìn)氣道固定型面設(shè)計(jì)如下:設(shè)定進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin~mamax,所述進(jìn)氣道固定型面根據(jù)mamax的流量系數(shù)、總壓恢復(fù)等性能指標(biāo)要求以及mamin的起動(dòng)性能需求設(shè)計(jì)而得,此為本領(lǐng)域公知的技術(shù)。
進(jìn)一步的,當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于mamin時(shí),根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求以及進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的調(diào)節(jié)規(guī)律,所述鉸鏈控制可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),直至來(lái)流馬赫數(shù)為mamax。
通過(guò)上述工作過(guò)程,使得進(jìn)氣道在mamin~mamax范圍內(nèi)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(fā)動(dòng)機(jī)在mamin~mamax范圍內(nèi)均能正常工作并產(chǎn)生推力性能。
進(jìn)一步的,在旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)過(guò)程中,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8的活動(dòng)端距離唇口型面5的垂直距離始終保持相等。
進(jìn)一步的,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8旋轉(zhuǎn)后,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7、內(nèi)收縮段型面2、喉道型面3、擴(kuò)張段型面4和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8圍成一個(gè)凹腔,在凹腔內(nèi)形成渦流作為流道的氣動(dòng)喉道型面,以縮小進(jìn)氣道喉道面積,增大進(jìn)氣道收縮比,進(jìn)而增大對(duì)來(lái)流空氣的壓縮,該氣動(dòng)喉道型面對(duì)應(yīng)的喉道高度定義為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后進(jìn)氣道喉道高度hth,通過(guò)公式(1)得到:
其中,hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度,hc為進(jìn)氣道流道捕獲高度,q(ma)為流量函數(shù),ma0和math分別為來(lái)流馬赫數(shù)和流道喉道馬赫數(shù),
進(jìn)一步的,在低馬赫數(shù)設(shè)計(jì)工況時(shí),例如mamin,所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8分別緊貼內(nèi)收縮段型面2和擴(kuò)張段型面4,隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大,則需要根據(jù)來(lái)流馬赫數(shù)、進(jìn)氣道流量系數(shù)及燃燒室所需求進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)等參數(shù),按上述公式(1)計(jì)算得到所需調(diào)節(jié)的進(jìn)氣道喉道高度,再按幾何關(guān)系轉(zhuǎn)換為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8所需旋轉(zhuǎn)的角度,且來(lái)流馬赫數(shù)越大,內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8旋轉(zhuǎn)角度越大,形成氣動(dòng)喉道后,進(jìn)氣道喉道流通面積越小,對(duì)來(lái)流壓縮作用越強(qiáng),為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣,利于穩(wěn)定燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高。另外,必要時(shí)可通過(guò)增大內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8的旋轉(zhuǎn)角度,完全關(guān)閉流道。
上述旋轉(zhuǎn)角度包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7的旋轉(zhuǎn)角度θ7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8的旋轉(zhuǎn)角度θ8,由公式(2)得到;
其中,h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7固定端與唇口型面5垂直高度,h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8固定端與唇口型面5垂直高度,hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度,l7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7兩端點(diǎn)間距離,l8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8兩端點(diǎn)間距離,θ2為內(nèi)收縮段型面2兩端點(diǎn)連線與喉道型面3之間的角度(取銳角),θ4為擴(kuò)張段型面4兩端點(diǎn)連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)。
所述旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為0°時(shí),所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8分別與內(nèi)收縮段型面2和擴(kuò)張段型面4貼合;
所述旋轉(zhuǎn)角度旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為最大值時(shí),所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8完全關(guān)閉所述流道,該狀態(tài)根據(jù)特殊任務(wù)需求而定。
進(jìn)一步的,所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室可采用矩形并聯(lián)方式設(shè)計(jì)。
本發(fā)明的設(shè)計(jì)原理在于:
考慮到組合發(fā)動(dòng)機(jī)以雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)布置,共用進(jìn)排氣系統(tǒng),同時(shí)需與升力體或乘波體飛行器一體化設(shè)計(jì),雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)需采用非軸對(duì)稱構(gòu)型,因此針對(duì)雙燃燒室非軸對(duì)稱的構(gòu)型,本發(fā)明分別設(shè)計(jì)相應(yīng)的進(jìn)氣流道,并針對(duì)各流道進(jìn)行設(shè)計(jì),增加內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面,并通過(guò)鉸鏈控制其旋轉(zhuǎn),在旋轉(zhuǎn)的過(guò)程中,內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面、內(nèi)收縮段型面、喉道型面、擴(kuò)張段型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面會(huì)圍成一個(gè)凹腔,在凹腔內(nèi)形成渦流將作為進(jìn)氣流道的氣動(dòng)喉道型面,通過(guò)合理設(shè)計(jì)內(nèi)收縮段型面、擴(kuò)張段型面以及喉道型面的長(zhǎng)度,并分別使得內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面與內(nèi)收縮段型面一致,擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面與擴(kuò)張段型面長(zhǎng)度一致,從而使得內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面活動(dòng)端和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面活動(dòng)端沿流向的距離小于渦流的特征尺度,所述特征尺度通過(guò)cfd計(jì)算獲得,進(jìn)而在凹腔內(nèi)形成穩(wěn)定的渦流;此外,根據(jù)旋轉(zhuǎn)角度的大小,將得到不同的氣動(dòng)喉道型面,進(jìn)而通過(guò)這種方式來(lái)縮小進(jìn)氣道喉道面積,增大進(jìn)氣道收縮比,即增大對(duì)來(lái)流空氣的壓縮,進(jìn)氣道喉道流通面積越小,對(duì)來(lái)流壓縮作用越強(qiáng),為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣,利于穩(wěn)定燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高。通過(guò)上述調(diào)節(jié),使得進(jìn)氣道對(duì)進(jìn)入亞聲速燃燒室的氣流提供較大壓縮,經(jīng)一系列波系后以亞聲速進(jìn)入亞聲速燃燒室組織燃燒,對(duì)進(jìn)入雙模態(tài)超聲速燃燒室的氣流提供較小壓縮,氣流以超聲速進(jìn)入超聲速燃燒室實(shí)現(xiàn)寬范圍雙模態(tài)燃燒,以此拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍、提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。
實(shí)施例2
本實(shí)施例提供上述一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的進(jìn)氣控制方法,包括:
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第一馬赫數(shù)時(shí),所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面分別緊貼內(nèi)收縮段型面和擴(kuò)張段型面,亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開(kāi)始點(diǎn)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(tài);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第二馬赫數(shù),所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面開(kāi)始進(jìn)行旋轉(zhuǎn),隨著飛行馬赫數(shù)的增加,控制亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn),使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處于亞燃模態(tài);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第三馬赫數(shù),超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面停止旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),隨著飛行馬赫數(shù)的增大,超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)轉(zhuǎn)變;
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第四馬赫數(shù),超聲速燃燒室處于超燃模態(tài),完成模態(tài)轉(zhuǎn)變,隨著飛行馬赫數(shù)的增大,超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面仍停止,未旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第五馬赫數(shù),超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面開(kāi)始旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),隨著飛行馬赫數(shù)的增大,使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài);
當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到第六馬赫數(shù),此為發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作馬赫數(shù),所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面均停止旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié),所示亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài),超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài);
所述第二馬赫數(shù)和第六馬赫數(shù)之間,控制亞燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn),使得所述亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài)。
所述使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài)是指使得所述亞燃流道和超燃流道對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)后的喉道馬赫數(shù)始終處于1.2~1.5范圍中;
所述使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài)是指使得所述超燃流道對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)后的喉道馬赫數(shù)始終處于飛行馬赫數(shù)的9/20~11/20的范圍中;
所述第一馬赫數(shù)為mamin;為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始工作馬赫數(shù),其對(duì)應(yīng)的流道的喉道馬赫數(shù)為ma-th1;
所述第二馬赫數(shù)為ma-2,其對(duì)應(yīng)喉道馬赫數(shù)ma-th2,所述ma-th2大于閾值maδ1,所述maδ1優(yōu)選范圍為1.2~1.5;
所述第三馬赫數(shù)為ma-3,所述第四馬赫數(shù)為ma-4,ma-3和ma-4且之間實(shí)現(xiàn)超聲速燃燒室由亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)的轉(zhuǎn)變,且所述第三馬赫數(shù)根據(jù)其對(duì)應(yīng)的喉道馬赫數(shù)ma-th3、第四馬赫數(shù)ma-4和其對(duì)應(yīng)喉道馬赫數(shù)ma-th4來(lái)確定;具體的,根據(jù)第四馬赫數(shù)ma-4和喉道馬赫數(shù)ma-th4可以由公式(1)和(2)得出旋轉(zhuǎn)角度,由旋轉(zhuǎn)角度和ma-th3可以得出ma-3;
所述第四馬赫數(shù)ma-4優(yōu)選范圍為5.5-6,其對(duì)應(yīng)的喉道馬赫數(shù)ma-th4為9/20~11/20ma-4;
所述第五馬赫數(shù)為ma-5,其對(duì)應(yīng)喉道馬赫數(shù)ma-th5,所述ma-th5大于閾值maδ2,所述maδ2為11/20ma-5;
所述第六馬赫數(shù)為mamax,沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作馬赫數(shù)。
本發(fā)明未詳細(xì)說(shuō)明部分為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。