一种串并混联的三动力组合发动机的制作方法

1.本实用新型涉及组合发动机领域，尤其涉及一种串并混联的三动力组合发动机。


背景技术：

2.高超声速飞行被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的第三次革命，研制高超声速飞行器，最重要的技术就是高超声速推进技术，因为推进系统的性能好坏直接影响到整个飞行器的设计方案能否成功。然而，在不同的飞行马赫数范围，各种吸气式推进器具有不同的经济性，因此，要满足吸气式飞行器全工作范围内的动力需求，组合动力系统是一种较理想且非常具有工程应用前景的方案。目前，常见的可用于高超声速飞行器选择的组合动力系统主要有两种形式：涡轮基组合循环动力装置(tbcc)和火箭基组合循环动力装置(rbcc)。其中，涡轮基组合循环发动机是由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，具有比冲高、飞行速域广、可常规起降、可重复使用、低速性能好等优点，是高超声速飞行器实现自主加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一。
3.涡轮基组合循环可实现变循环工作过程，使飞行器在不同的飞行条件(亚声速、超声速、高超声速)下都能得到良好的推进性能。在飞行器低速飞行时，气流进入涡轮发动机，此时组合发动机以涡轮发动机方式工作；在飞行器高速飞行时，气流进入冲压发动机，此时组合发动机以冲压发动机方式工作。
4.涡轮基组合动力的优点在于推进效率高，但现阶段主要存在两方面问题。首先，目前涡轮发动机的最佳工作速域范围是ma0～2；亚燃冲压发动机的有利工作速域范围ma3～5，两者之间存在工作速域差异，表现为“推力鸿沟”现象。其次，涡轮和冲压发动机作为吸气式动力，两个动力之间的相互组合势必将带来尺寸重量的增加，在高速飞行过程中由于尺寸增加带来的迎风面积增加，单位迎面推力下降，将不可避免地导致飞行器阻力增加组合动力的，将加剧飞行器/组合动力的推阻不平衡现象。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的在于解决现有技术中涡轮基组合动力的“推力鸿沟”及低单位迎面推力的上述问题，提供一种将涡轮发动机、火箭发动机、亚燃冲压发动机串并混联的三动力组合发动机，在保持宽速域飞行和高推力优点的同时，提高推进系统的总体性能。
6.为达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：
7.一种串并混联的三动力组合发动机，包括依次设置的进气堵锥、发动机进气道、引流通道分流板、涡轮发动机、火箭发动机、冲压发动机亚燃燃烧室、共用尾喷管；
8.所述涡轮发动机设于涡轮发动机进气通道内，所述涡轮发动机进气通道外并列设有引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道；所述进气堵锥设于发动机进气道的前端进口，发动机进气道设有两个出口，分别接涡轮发动机进气通道的进口和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道的进口；所述引流通道分流板设于涡轮发动机的前后；所述火箭发动机设于涡轮发动机及引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道的后方，所述冲压发动机亚燃燃烧室设于火箭发动
机后方，所述共用尾喷管通过面积可调喷管喉道设于冲压发动机亚燃燃烧室后方。
9.所述引流通道分流板包括进口引流通道分流板和出口引流通道分流板，所述进口引流通道分流板设于涡轮发动机进气通道的进口和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道的进口之间，所述出口引流通道分流板设于设于涡轮发动机进气通道的出口和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道的出口之间。
10.所述火箭发动机设有多组，其沿涡轮发动机出口端面周向分布。
11.所述引流通道分流板采用可开合的鱼鳞片状结构设置，多层交叉重叠布置。
12.相对于现有技术，本实用新型技术方案取得的有益效果是：
13.本实用新型引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道及串并混联的三动力组合发动机，兼顾火箭发动机全速域和涡轮发动机高性能的特点，在不降低推力性能的前提下解决推力鸿沟的问题，并通过将涡轮发动机加力燃烧室、亚燃冲压发动机燃烧室及引射火箭发动机燃烧室进行共用设计，可有效减小发动机的空间需求。采用本实用新型组合发动机解决涡轮基组合动力的“推力鸿沟”及有限空间设计问题，具有结构紧凑、总体性能突出、技术难度适中的优点。
14.本实用新型通过共用涡轮发动机加力燃烧室及冲压发动机亚燃燃烧室，实现集成化设计；通过引入火箭发动机可在一方面实现涡轮/冲压推力桥接的同时，同步实现组合动力单位迎面推力的提升，有效解决起飞
‑
加速阶段大推力需求与巡航较低推力、高效率需求之间的矛盾。此外，通过将火箭发动机布置在冲压发动机亚燃燃烧室前端，在高空低压不利于冲压发动机亚燃燃烧室点火环境下，通过火箭发动机的提前工作，可实现冲压发动机亚燃燃烧室点火及稳定工作范围的提升。此外，本实用新型涉及到的进气堵锥、鱼鳞片式喷管在常规涡轮及冲压发动机中已有工程实用，可实现性较高。
附图说明
15.图1为三动力组合发动机整体布局剖视示意图。
16.图2为三动力组合发动机的涡轮
‑
亚燃组合通道的局部放大示意图。
17.图3为三动力组合发动机整体结构示意图。
18.图4为三动力组合发动机引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道关闭状态的剖视结构示意图。
19.图5为三动力组合发动机引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道开启状态的剖视结构示意图。
20.图6为引流通道分流板结构正视示意图。
21.附图标记：进气堵锥1，发动机进气道2，涡轮发动机进气通道4，引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5，火箭发动机6，冲压发动机亚燃燃烧室7，共用尾喷管8，面积可调喷管喉道9，引流通道分流板10，涡轮发动机11；
①②
分别表示组合发动机在不同工作状态时引流通道分流板10的不同位置，
③④
表示冲压发动机亚燃燃烧室在不同工作状态时面积可调喷管喉道9调节的位置。
具体实施方式
22.为了使本实用新型所要解决的技术问题，技术方案及有益效果更加清楚、明白，以
下结合附图和实施例，对本实用新型做进一步详细说明。
23.如图1～5所示，本实用新型一种串并混联的三动力组合发动机，整体为轴对称结构，包括依次设置的进气堵锥1、发动机进气道2、引流通道分流板10、涡轮发动机11、火箭发动机6、冲压发动机亚燃燃烧室7、共用尾喷管8；
24.所述涡轮发动机11设于涡轮发动机进气通道4内，所述涡轮发动机进气通道4外并列设有引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5；
25.所述进气堵锥1设于发动机进气道2的前端进口，发动机进气道2设有两个出口，分别接涡轮发动机进气通道4的进口和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5的进口；
26.所述引流通道分流板10包括进口引流通道分流板和出口引流通道分流板，具体地，所述进口引流通道分流板设于涡轮发动机进气通道4的进口和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5的进口之间，所述出口引流通道分流板设于设于涡轮发动机进气通道的出口和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道的出口之间；其中，通过引流通道分流板10来控制气流在涡轮发动机进气通道4和引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5之间的转换；
27.所述火箭发动机6设于涡轮发动机11及引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5的后方，所述冲压发动机亚燃燃烧室7设于火箭发动机6后方，所述共用尾喷管8通过面积可调喷管喉道9设于冲压发动机亚燃燃烧室7后方。
28.如图6所示，所述引流通道分流板10采用可开合的鱼鳞片状结构设置，多层交叉重叠布置，以达到良好的封闭性。
29.本实用新型的工作原理如下：
30.当飞行马赫数在0～2时，涡轮发动机11前后的引流通道分流板10均处于
①
的位置，涡轮发动机11点火工作，此时引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道5处于关闭状态，面积可调喷管喉道9在
③
的状态；
31.当飞行马赫数在2～3时，涡轮发动机11停止工作，引流通道分流板10向下移动至
②
的位置，涡轮发动机进气通道4关闭，火箭发动机6及冲压发动机亚燃燃烧室7点火工作，火箭发动机6出口气流流入冲压发动机亚燃燃烧室7与燃油混合燃烧，面积可调喷管喉道9处在图1所示实线的状态，之后通过共用尾喷管8膨胀做功产生推力；
32.当飞行马赫数在3～5时，火箭发动机6停止工作，引流通道分流板10保持位置
②
，冲压发动机亚燃燃烧室7继续燃烧工作，面积可调喷管喉道9处在
④
的状态，气流通过共用尾喷管8膨胀做功产生推力。
33.本实用新型根据发动机工作时的流量及推力要求，通过面积可调喷管喉道9在
③④
的不同状态对共用尾喷管8的喉道面积进行调节，以提高共用尾喷管8的推力性能。
34.火箭发动机作为一种非吸气式动力，尽管其比冲较低，但其可以全速域工作且单位迎面推力较涡轮及冲压发动机有着明显的优势。因此在涡轮基组合动力中引入小尺寸火箭发动机，一方面可实现涡轮/冲压发动机“推力鸿沟”的桥接，另一方面则可利用火箭发动机的大单位迎面推力实现飞行器加速特性的提升，实现飞行器及组合动力的综合优化，解决低马赫数冲压发动机不起动无法产生推力的问题，起到了推力连续的作用。
35.以组合发动机工作马赫数为ma0～5，涡轮发动机单独工作马赫数0～2.5，冲压发动机单独工作马赫数3～5，马赫数2.5～3为涡轮/冲压模态转换为例进行设计，本实用新型的设计方法包括以下步骤：
36.1)针对飞行器对组合动力的尺寸指标a
指标
，确定组合动力的最大迎风流道截面积a
max
＝k
·
a
指标
，k为衡量进气道流道外机匣及成附件的径向相对比例系数，一般可取为0.95；
37.2)对于工作马赫数为ma0～5的组合动力，发动机进气道采用进气堵锥可前后移动的轴对称结构，进气道捕获面积a0选择为最大迎风流道截面积a
max
。
38.3)考虑到涡轮基组合动力中的涡轮发动机一般采用某一型号现货发动机，其最大截面积a
te
一般为固定值，本实施例中假定a
te
＝0.7a
指标
。
39.4)根据单独冲压工作的最低马赫数，计算在此状态下涡轮发动机最大截面的流量系数q(m1)及马赫数m1，其根据流量连续q(m0)
·
a0＝σ1·
q(m1)(a
指标
‑
a
te
)进行求解，本实施例中组合动力工作速域0～5、冲压发动机最低工作马赫数ma0为3，σ1为组合进气道总压恢复系数，其计算公式σ1＝1
‑
0.075(ma0‑
1)
1.35
，σ1＝0.809，流量系数q(m1)＝0.829，对应马赫数m1为0.585；a
te
为涡轮发动机的最大截面积，a
指标
为尺寸指标，a0为进气道捕获面积，m0为单独冲压工作的最低马赫数，q(m0)为m0所对应流量系数；考虑到流动损失及流通能力，设计m1建议选择在0.5
‑
0.6之间，假若m1偏高或者偏低，需进一步提高组合进气道或者涡轮发动机性能指标。
40.5)根据单独冲压工作的最低马赫数，计算冲压发动机亚燃燃烧室的进口截面积a3，其根据流量连续q(m0)
·
a0＝σ1·
σ2·
q(m3)
·
a3进行求解，本实施例中组合动力工作速域0
‑
5、冲压发动机最低工作马赫数ma0为3，σ2为涡轮通道外环流道(即引射火箭
‑
亚燃冲压外环组合通道)总压恢复系数，σ2一般可取为0.97，m3为燃烧室进口截面马赫数，q(m3)为冲压发动机亚燃燃烧室的进口截面处流量系数，考虑到冲压发动机亚燃燃烧室的燃烧组织问题，一般燃烧室进口截面马赫数m3取为0.2，q(m3)为0.337，此时即可得到冲压发动机亚燃燃烧室的截面积a3。
41.6)根据不同飞行条件下的冲压发动机亚燃燃烧室出口流量、总压及总温，计算得到可调喷管喉道面积a8，其中，可调喷管喉道面积a8的计算公式为m8＝k
·
p8·
/t
80.5
·
q(m8)
·
a8，m8为冲压发动机亚燃燃烧室出口流量，k为气体常数，p8为冲压发动机亚燃燃烧室出口总压，t8为冲压发动机亚燃燃烧室出口总温，m8为可调喷管喉道处马赫数，m8＝1，q(m8)为m8所对应流量系数，q(m8)＝1，冲压发动机亚燃燃烧室内总压恢复系数σ3可取为0.98，喉道截面马赫数为1.0，其中燃烧室出口温度总温t8由受供油量决定。
42.7)根据不同飞行条件下的喷管出口流量、总压、总温及尺寸指标，计算得到可调喷管出口马赫数，根据出口马赫数得到喷管出口速度、压力，进而计算得到发动机推力及耗油率；其中，所述可调喷管出口马赫数m9由流量公式m9＝k
·
p9·
/t
90.5
·
q(m9)
·
a
指标
计算得到，m9为喷管出口流量，p9为喷管出口总压、t9为喷管出口总温，a
指标
为尺寸指标，k为气体常数。
43.8)上述7个步骤可得到沿流向典型截面的截面积，在基于上述截面积，可进一步完成沿流向方向长度的设计。其中组合进气道的进气堵锥长度l1(堵锥前缘点至喉道截面长度)由堵锥锥角α1及最大迎风流道截面积a
max
决定，其中堵锥锥角根据组合进气道设计马赫数及圆锥激波气动公式求得。
44.9)进气道喉道截面至涡轮发动机进口截面长度l2需考虑两方面因素。其一为流道的扩张流动损失，应尽可能使得流道扩张角较小，但扩张角过低将导致长度过长，该扩张角选择约为15
°
；其二需考虑涡轮发动机进口的引流通道分流板(可控开合的环状鱼鳞片结构)的空间要求，该空间要求需结合上述鱼鳞片具体结构形式进行综合确定。
45.10)涡轮发动机长度l3其由现货发动机决定，一般为固定值。
46.11)涡轮发动机出口至冲压发动机亚燃燃烧室进口截面长度l4，其主要由涡轮发动机出口引流通道分流板(可控开合的环状鱼鳞片结构)的空间要求决定，该空间要求需结合上述鱼鳞片具体结构形式进行综合确定。
47.12)冲压发动机亚燃燃烧室长度l5，其由燃烧组织特性决定，一般可设计为1.2m。
48.13)喷管长度l5，其受喷管喉道最小面积及出口最大截面积决定，一般可设计为出口最大截面积的当量直径。
49.14)基于步骤1～13得到的组合发动机轮廓，结合整个飞行剖面内火箭发动机的最大推力需求，可完成火箭发动机的大小及数量设计。该火箭发动机安放在涡轮发动机出口端面，其喷管最大出口直径由出口端面内外径限制。根据火箭发动机喷管出口面积即可计算得到单个火箭发动机的推力，再结合飞行器对于火箭发动机的最大推力需求，即可计算得到火箭发动机数量，该些火箭发动机沿涡轮发动机出口端面周向分布。
50.本实用新型不仅是引入火箭发动机进行涡轮/冲压发动机推力桥接的窠臼，更注重于通过引入火箭发动机技术及串并混联组合模式，综合起飞
‑
加速阶段大推力与巡航高效率的动力设计需求，实现宽速域高超声速飞行器/组合动力的性能综合优化。本实用新型具有结构简单、技术难度适中、易于实现、可重复使用等优点。