一种基于中间分流板调节的TBCC排气系统设计方法

一种基于中间分流板调节的tbcc排气系统设计方法
技术领域
1.本发明涉及并联式涡轮基组合动力发动机双通道排气系统技术领域，特别是涉及一种基于中间分流板调节的tbcc排气系统设计方法。


背景技术：

2.水平起降、可重复使用的高超声速飞行器突破了传统航空航天运载器的界限，是未来空天技术领域发展的重要方向和战略制高点。其中，动力系统始终是决定飞行器性能上限的最重要因素，高超声速飞行的实现取决于高速动力系统技术的发展水平。目前来看，任意单一发动机均不能满足高超声速飞行器对动力装置提出的水平起降、宽包线适应性和强可维护性等要求。因此，选择两种或两种以上的动力单元进行有机集成，发展组合循环发动机成为必然趋势。
3.当前研究较多的组合循环推进系统主要有火箭基组合循环发动机(rbcc)、涡轮基组合循环发动机(tbcc)两大类。各类组合动力方案均有其工作适用范围和技术实现难点，tbcc因其综合比冲高、可进行常规水平起降、强复用性、高载荷能力和低技术风险等显著优点，是最有可能应用于高超声速飞行器上的组合动力方案之一。
4.按照动力布局划分，tbcc可分为串联式和并联式两大类，串联式布局的冲压发动机沿来流方向布置在涡轮发动机后方，二者共用进排气和燃烧室等主要部件，结构紧凑、技术成熟度高，但两种类型的发动机共用流道部分过多，相互之间存在强烈干扰难以协调控制，导致其工作上限不高。并联式布局则将冲压发动机和涡轮发动机上下分开布置，二者有各自独立流道，大大减小了两套发动机之间的相互干涉，提高了最大工作马赫数上限和推进性能，但同时也存在占用空间大、与机身一体化困难的问题。双通道排气系统作为并联式tbcc的核心部件之一，其设计好坏对飞行器加速性能、燃油消耗量和姿态平稳控制都有着极大的影响。如何设计结构简单、与后体高度一体化的调节机构是排气系统设计中亟待解决的核心问题之一。传统的旋转下唇板+旋转分流板方案存在操纵力矩过大、与中间分流板位置干涉等问题。
5.因此，有必要提出一种新的设计方法，来解决上述提到的种种问题。


技术实现要素：

6.有鉴于此，本发明的目的在于提供一种基于中间分流板调节的tbcc排气系统设计方法，用以解决两通道调节机构位置存在相互干涉的问题，同时降低了冲压发动机通道喉道调节所需的操纵力矩。
7.为了实现上述目的，本发明采用如下技术方案：
8.一种基于中间分流板调节的tbcc排气系统设计方法，所述设计方法包括如下步骤：
9.步骤s1、设计非对称形式的单边膨胀冲压发动机喷管三维模型，其中，该冲压发动机喷管三维模型包括：冲压发动机喷管的收缩段、扩张段和侧壁面；
10.步骤s2、设计涡轮发动机的通道调节机构，以及涡轮发动机喷管三维模型，其中，该涡轮发动机的通道调节机构采用中间分流板的结构形式；
11.步骤s3、设计冲压发动机的通道调节机构，该冲压发动机的通道调节机构包括：电机、滑轨、滑轨上下支座、连杆、铰接销以及被动杆，其中，该电机用于为滑轨提供动力，滑轨一端设置在滑轨上下支座中，其另外一端与连杆的一端连接，该连杆的另外一端通过铰接销与被动杆的一端连接，该被动杆的另外一端与中间分流板的转轴连接，通过控制滑轨的前后移动带动连杆和被动杆的转动，以实现冲压发动机通道流量的控制。
12.进一步的，所述步骤s1具体包括：
13.步骤s101、基于特征线法和二维最大推力喷管理论的设计方法，得到单边膨胀冲压喷管的二维型线；
14.步骤s102、根据二元排气系统的展向宽度进行侧向拉伸，得到单边膨胀冲压喷管的三维模型。
15.进一步的，所述步骤s2具体包括：
16.步骤s201、针对步骤s1中得到的冲压发动机喷管三维模型，在其冲压发动机喷管喉道下游处，选取一位置为中间分流板的转轴位置，再设定该中间分流板的轴向长度；
17.步骤s202、进行中间分流板的型面设计，其中，该中间分流板的型面包括：中间分流板上型面的后半段，中间分流板上型面的前半段以及中间分流板的下型面；
18.步骤s203、针对冲压发动机通道喷管的扩张型面，以其未被截取的上半部分型面作为涡轮发动机通道出口的上膨胀段；
19.步骤s204、设计涡轮发动机通道的上收缩段，其包括：首先根据涡轮发动机燃烧室出口高度确定涡轮发动机通道喷管进口高度，再选择光滑曲线过渡至上收缩段的终止点；
20.步骤s205、以步骤s201中确定的中间分流板的转轴位置为起点，向前延伸直线至涡轮发动机通道进口位置得到涡轮发动机通道的下收缩段；
21.步骤s206、根据并联式tbcc组合发动机提供的涡轮发动机流量需求，计算涡轮发动机喷管各状态点的物理喉道面积，通过旋转完全闭合状态的中间分流板，使中间分流板和上型面的交汇点到涡轮发动机通道上收缩段后半部分的等直段的最小距离等于涡轮发动机所需的物理喉道高度，得到涡轮发动机喷管的二维模型；
22.步骤s207、根据二元排气系统的展向宽度，对根据步骤s206中得到的二维模型进行拉伸，得到涡轮发动机喷管三维模型。
23.进一步的，所述步骤s202具体包括：
24.步骤s2021、针对冲压发动机通道喷管的扩张型面，在该型面上进行截取获得分流板下型面；
25.步骤s2022、在涡轮发动机通道的出口部分取中间分流板轴向长度的25％，作为分流板上型面的后半段；
26.步骤s2023、从分流板上型面的后半段起始点引过中间分流板转轴的切线作为分流板上型面的前半段。
27.进一步的，采用公式(1)来确定喷管物理喉道面积，表示为：
[0028][0029]
在公式(1)中，γ为气体的比热容比，r为气体常数，p
t
为进口总压，t
t
为进口总温，q(ma)为流量函数，在喉道截面处该函数值取1，a
t
即所求的喷管物理喉道面积，表示流入喷管的气流质量流量。
[0030]
进一步的，所述步骤s3具体包括：
[0031]
步骤s301、针对冲压发动机喷管的扩张型面，以其未被截取的下半部分型面，作为调节机构的被动件；
[0032]
步骤s302、在冲压通道收缩段上选取收缩段总长度的35％，作为连杆，再以该冲压通道收缩段剩余部分作为滑轨，并且在该连杆和滑轨之间设置铰接销，通过该铰接销连接连杆和滑轨；
[0033]
步骤s303、针对所述滑轨，首先在其上方以及下方分别设置与之相配合的滑轨上下支座，其包括：滑轨下支座和滑轨上支座，然后在冲压通道收缩段的前方布置直线电机，用于驱动该滑轨，使得该滑轨实现前后运动。
[0034]
进一步的，所述滑轨下支座和滑轨上支座，其型面为连续光滑曲面。
[0035]
进一步的，当冲压发动机通道的流量需求发生改变时，利用公式(1)求出所需物理喉道面积，而后通过直线电机驱动滑轨前后移动，带动连杆和被动杆发生转动，直至铰接销与冲压发动机通道下唇板的最小距离符合冲压发动机喷管所需的物理喉道高度为止。
[0036]
本发明的有益效果是：
[0037]
1、本发明不存在两通道调节机构的位置干涉问题。
[0038]
2、本发明可通过优化连杆和被动杆长度的方式，解决所需操纵力矩过大的问题。
[0039]
3、本发明在整个过程中保持冲压发动机通道下唇板的水平状态，有利于降低排气系统的非对称程度，有利于解决宽域排气系统设计中存在的进排气力矩配平问题。
附图说明
[0040]
图1为实施例1中提供的单边膨胀冲压喷管模型的结构示意图，其中，图1a为单边膨胀冲压喷管模型的侧视图，图1b为单边膨胀冲压喷管三维图；
[0041]
图2为实施例1中提供的一种采用连杆铰接+滑轨+中间分流板形式调节方案的并联式tbcc双通道排气系统的三维图；
[0042]
图3为实施例1中提供的一种采用连杆铰接+滑轨+中间分流板形式调节方案的并联式tbcc双通道排气系统，其在涡轮发动机/冲压发动机共同工作模态下的侧向示意图；
[0043]
图4为实施例1中提供的一种采用连杆铰接+滑轨+中间分流板形式调节方案的并联式tbcc双通道排气系统，其在冲压发动机单独工作模态下的侧向示意图；
[0044]
附图中：
[0045]
1-涡轮发动机通道的上收缩段、2-涡轮发动机通道出口的上膨胀段、3-中间分流板上型面的后半段、4-中间分流板上型面的前半段、5-中间分流板的下型面、6-被动杆、7-铰接销、8-连杆、9-滑轨、10-冲压发动机通道的下唇板、11-滑轨下支座、12-滑轨上支座、
13-涡轮发动机通道的下收缩段。
具体实施方式
[0046]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0047]
实施例1
[0048]
参见图1-图4，本实施例提供一种基于中间分流板调节的tbcc排气系统设计方法，通过该设计方法设计一种采用连杆铰接+滑轨+中间分流板形式调节方案的并联式tbcc双通道排气系统，该方法包括如下的步骤：
[0049]
步骤s1、设计非对称形式的单边膨胀冲压发动机喷管三维模型，其中，该冲压发动机喷管三维模型包括：冲压发动机喷管的收缩段、扩张段和侧壁面。
[0050]
具体的说，在本实施例中，该步骤包括：
[0051]
步骤s101、基于特征线法和二维最大推力喷管理论的设计方法，得到单边膨胀冲压喷管的二维型线；
[0052]
步骤s102、根据二元排气系统的展向宽度进行侧向拉伸，得到单边膨胀冲压喷管的三维模型。
[0053]
步骤s2、设计涡轮发动机的通道调节机构，以及涡轮发动机喷管三维模型，其中，该涡轮发动机的通道调节机构采用中间分流板的结构形式；
[0054]
具体的说，在本实施例中，该步骤包括：
[0055]
步骤s201、针对步骤s1中得到的冲压发动机喷管三维模型，在其冲压发动机喷管喉道下游处，选取一位置为中间分流板的转轴位置，再设定该中间分流板的轴向长度；
[0056]
步骤s202、进行中间分流板的型面设计，其中，该中间分流板的型面包括：中间分流板上型面的后半段3，中间分流板上型面的前半段4以及中间分流板的下型面5；
[0057]
更具体的说，在本实施例中，该步骤s202包括如下子步骤：
[0058]
步骤s2021、针对冲压发动机通道喷管的扩张型面，在该型面上进行截取获得分流板的下型面5；
[0059]
步骤s2022、在涡轮发动机通道的出口部分取中间分流板轴向长度的25％，作为分流板上型面的后半段3；
[0060]
步骤s2023、从分流板上型面的后半段起始点引过中间分流板转轴的切线作为分流板上型面的前半段4；
[0061]
步骤s203、针对冲压发动机通道喷管的扩张型面，以其未被截取的上半部分型面作为涡轮发动机通道出口的上膨胀段2；
[0062]
步骤s204、设计涡轮发动机通道的上收缩段1，其包括：首先根据涡轮发动机燃烧室出口高度确定涡轮发动机通道喷管进口高度，再选择光滑曲线过渡至该上收缩段的终止点；
[0063]
步骤s205、以步骤s201中确定的中间分流板的转轴位置为起点，向前延伸直线至涡轮发动机通道进口位置得到涡轮发动机通道的下收缩段13；
[0064]
步骤s206、根据并联式tbcc组合发动机提供的涡轮发动机流量需求，计算涡轮发动机喷管各状态点的物理喉道面积，通过旋转完全闭合状态的中间分流板，使中间分流板和上型面的交汇点到涡轮发动机通道上收缩段后半部分的等直段的最小距离等于涡轮发动机所需的物理喉道高度，得到涡轮发动机喷管的二维模型；
[0065]
步骤s207、根据二元排气系统的展向宽度，对根据步骤s206中得到的二维模型进行拉伸，得到涡轮发动机喷管三维模型。
[0066]
更具体的说，在本实施例中，采用公式(1)来确定喷管物理喉道面积，表示为：
[0067][0068]
在公式(1)中，γ为气体的比热容比，r为气体常数，p
t
为进口总压，t
t
为进口总温，q(ma)为流量函数，在喉道截面处该函数值取1，a
t
即所求的喷管物理喉道面积，表示流入喷管的气流质量流量。
[0069]
步骤s3、设计冲压发动机的通道调节机构，该冲压发动机的通道调节机构包括：电机、滑轨、滑轨上下支座、连杆、铰接销以及被动杆，其中，该电机用于为滑轨提供动力，滑轨一端设置在滑轨上下支座中，其另外一端与连杆的一端连接，该连杆的另外一端通过铰接销与被动杆的一端连接，该被动杆的另外一端与中间分流板的转轴连接，通过控制滑轨的前后移动带动连杆和被动杆的转动，以实现涡轮发动机通道流量的控制。
[0070]
具体的说，在本实施例中，该步骤s3具体包括：
[0071]
步骤s301、针对冲压发动机喷管的扩张型面，以其未被截取的下半部分型面，作为调节机构的被动件，其中，该本实施例中，该被动件可以选用被动杆6，或者其他结构形式；
[0072]
步骤s302、在前述的冲压通道收缩段上选取收缩段总长度的35％，作为连杆8，再以该冲压通道收缩段剩余部分作为滑轨9，并且在该连杆8和滑轨9之间设置铰接销7，通过该铰接销7连接连杆8和滑轨9；
[0073]
步骤s303、针对所述滑轨9，首先在其上方以及下方分别设置与之相配合的支座，其包括：滑轨下支座11和滑轨上支座12，然后在冲压通道收缩段的前方布置直线电机，用于驱动该滑轨9，使得该滑轨9实现前后运动。
[0074]
更具体的说，在本实施例中，为了保证气流流通截面不发生突变，将传统台阶形式的支座型面改为连续光滑曲面。
[0075]
更具体的说，当冲压发动机通道的流量需求发生改变时，利用公式(1)求出所需物理喉道面积，而后通过直线电机驱动滑轨9前后移动，带动连杆8和被动杆6发生转动，直至铰接销7与冲压发动机通道下唇板10的最小距离符合冲压发动机喷管所需的物理喉道高度为止。
[0076]
更具体的说，当中间分流板逆时针旋转至涡轮通道完全闭合，且滑轨9向前运动直至连杆8与滑轨9水平时，涡轮发动机通道出口的上膨胀段2、中间分流板的下型面5以及被动杆6共同构成冲压发动机喷管的扩张段，连杆8和滑轨9共同构成冲压发动机喷管的收缩段。
[0077]
工作原理：
[0078]
根据图3和图4，针对本实施例中设计的双通道排气系统，对其具体工作过程和调节机构运动特性进行进一步的说明，具体包括：
[0079]
起初，在低马赫数工况下，并联式tbcc排气系统处于涡轮发动机/冲压发动机共同工作模态，与之对应的图中两个通道内均有燃气流通过。涡轮发动机通道流量需求依靠旋转中间分流板实现，分流板顺时针旋转对应物理喉道面积增大，分流板逆时针旋转对应物理喉道面积减小。冲压发动机通道流量需求则依靠滑轨9的前后移动带动连杆8和被动杆6实现，滑轨9向后移动则对应物理喉道面积减小，滑轨9向前移动则对应物理喉道面积增大。
[0080]
接着，随着飞行器飞行高度和飞行速度的提升，并联式tbcc组合发动机到达预定模态转换点，此时排气系统需要从涡轮发动机/冲压发动机双通道共同工作模态向冲压发动机单通道独立工作模态转变。具体实现方式为：
[0081]
中间分流板逆时针旋转直至分流板上型面3完全与涡轮发动机通道的上收缩段1的后半部分的等直段实现面接触贴合，与此同时滑轨9向前移动至最大位置，直至滑轨9和连杆8完全水平，此时铰接销7与冲压发动机通道的下唇板10的直线距离恰好为冲压发动机的设计喉道高度；
[0082]
被动杆6、分流板下型面5以及涡轮发动机喷管上膨胀段2型面紧密闭合，形成图1中的单边膨胀冲压喷管的扩张段型面，整个冲压发动机通道进入设计状态。
[0083]
综上所述，本发明提出的一种基于中间分流板调节的tbcc排气系统设计方法，利用直线电机驱动滑轨前后移动，通过与滑轨铰接的连杆带动被动杆绕共用转轴转动，实现冲压发动机通道的喉道调节。利用力矩电机带动中间分流板绕共用转轴旋转，实现涡轮发动机通道的喉道调节和工作模态转换。解决基于旋转冲压发动机通道下唇板形式调节方案存在的所需操纵力矩过大及与中间分流板位置干涉的问题。该方案的涡轮发动机/冲压发动机通道调节机构无冲突，可实现宽域排气系统的流量连续调节需求；同时，整个过程中冲压发动机通道下唇板始终保持水平状态，有利于降低排气系统的非对称程度，一定程度上缓解了宽域排气系统设计中存在的进排气力矩配平问题。
[0084]
本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。
[0085]
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。