一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法与流程

本发明属于航空航天发动机技术领域，涉及一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道及进气控制方法。

背景技术：

随着高超声速技术的快速发展，临近空间已经成为世界大国竞相争夺的新边疆，成为国家安全新的战略制高点，临近空间高超声速飞行器逐渐成为各技术先进国家国防建设的重点关注方向。临近空间高超声速飞行器是以吸气式组合发动机为动力，能够水平起降，在稠密大气、临近空间和近地轨道机动飞行的可重复使用高超声速飞行器。

多种吸气式组合发动机中，涡轮发动机与宽范围冲压发动机的组合动力方案最具工程应用前景，但“推力鸿沟”是该方案存在的最大难题。当前宽范围冲压发动机主要采用双模态超燃冲压发动机，其工作马赫数下限为ma4左右，而现有货架涡轮发动机工作马赫数上限在ma2.5左右，二者难以实现顺利衔接。目前解决“推力鸿沟”的主要手段有：一是采用高速涡轮技术及喷水预冷技术提升涡轮发动机工作马赫数上限，但高速涡轮技术难度极高，美国经过长期研究仍难突破，而喷水预冷技术需负载大量的水及增加结构复杂度；二是引入火箭发动机弥补推力不足，该方案使得组合发动机系统更加复杂，且需多种推进剂燃料。

多种吸气式组合发动机中，涡轮发动机与宽范围冲压发动机的组合动力方案最具工程应用前景，但“推力鸿沟”是该方案存在的最大难题。当前宽范围冲压发动机主要采用双模态超燃冲压发动机，其工作马赫数下限为ma4左右，而现有货架涡轮发动机工作马赫数上限在ma2.5左右，二者难以实现顺利衔接。目前解决“推力鸿沟”的主要手段有：一是采用高速涡轮技术及喷水预冷技术提升涡轮发动机工作马赫数上限，但高速涡轮技术难度极高，美国经过长期研究仍难突破，而喷水预冷技术需负载大量的水及增加结构复杂度；二是引入火箭发动机弥补推力不足，该方案使得组合发动机系统更加复杂，且需多种推进剂燃料。

双燃烧室超燃冲压发动机比双模态超燃冲压发动机工作马赫数下限更低，为ma3.3左右，借助可调进气技术，其工作马赫数下限可进一步下拓至ma2.5左右，因此涡轮发动机与双燃烧室超燃冲压发动机的组合方案更有助于解决“推力鸿沟”难题，基于货架涡轮发动机的组合动力方案更为可行。

现有双燃烧室超燃冲压发动机为轴对称构型，采用轴对称进气道，更适用于轴对称布局，在流道及结构设计方面难以实现与涡轮通道并联布置且共用进气系统，并且现有技术采用固定几何进气道，难以适应更宽工作马赫数范围。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道，解决宽范围非轴对称双燃烧室超燃冲压发动机进气的技术难题。

本发明的技术解决方案：

一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道，所述进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道和超燃流道，所述亚燃通道至少为一个，所述超燃流道至少为两个且均分在亚燃流道两侧；

所述亚燃和超燃流道结构一致，由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面、唇口型面以及与燃烧室连接型面；所述可调型面包括内收缩段调节型面和扩张段调节型面，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的一端分别固定于内收缩段起点和扩张段终点，另一端分别为活动端，所述连接铰链包括铰链a和b，所述铰链a和b分别位于内收缩段起点和扩张段终点，且所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面可分别绕着所述铰链a和b按设计旋转角度进行旋转。

进一步的，在旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面的活动端距离唇口型面的垂直距离始终保持相等。

进一步的，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转后，所述内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为进气道流道的气动喉道型面，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后流道喉道高度hth，通过公式(1)得到：

其中，hth为可调型面旋转后流道喉道高度，hc为进气道流道捕获高度，q(ma)为流量函数，ma0和math分别为来流马赫数和流道喉道马赫数，为流量系数，σth为流道喉道总压恢复系数。

进一步的，所述旋转角度包括内收缩段调节型面的旋转角度θ7和扩张段调节型面的旋转角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7为内收缩段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，h8为扩张段调节型面固定端与唇口型面垂直高度，hth为可调型面旋转后流道喉道高度，l7为内收缩段调节型面两端点间距离，l8为扩张段调节型面两端点间距离，θ2为内收缩段型面两端点连线与喉道型面之间的角度(取锐角)，θ4为扩张段型面两端点连线与喉道型面之间的角度(取锐角)。

所述旋转角度θ7和θ8为0°时，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别与内收缩段型面和扩张段型面贴合；

所述旋转角度θ7和θ8为最大值时，所述内收缩段调节型面和扩张段调节型面完全关闭所述流道。

进一步的，所述进气道固定型面设计如下：设定进气道工作马赫数范围为mamin～mamax，所述进气道固定型面根据mamax的流量系数、总压恢复等性能指标要求以及mamin的起动性能需求设计而得，此为本领域公知的技术。

进一步的，当来流马赫数大于mamin时，根据发动机性能需求以及进气道设计的调节规律，所述铰链控制可调型面旋转调节，直至来流马赫数为mamax。

本发明还提供上述一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道的进气控制方法，包括以下过程：

当飞行马赫数到达第一马赫数时，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别紧贴内收缩段型面和扩张段型面，亚声速燃烧室和超声速燃烧室开始点火，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均为亚燃模态；

当飞行马赫数到达第二马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始进行旋转，随着飞行马赫数的增加，控制亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均处于亚燃模态；

当飞行马赫数到达第三马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面停止旋转调节，随着飞行马赫数的增大，超声速燃烧室逐渐由亚燃模态向超燃模态转变；

当飞行马赫数到达第四马赫数，超声速燃烧室处于超燃模态，完成模态转变，随着飞行马赫数的增大，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面仍停止，未旋转调节；

当飞行马赫数到达第五马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始旋转调节，随着飞行马赫数的增大，使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态；

当飞行马赫数达到第六马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面均停止旋转调节，所示亚声速燃烧室始终处于亚燃模态，超声速燃烧室始终处于超燃模态；

所述第二马赫数和第六马赫数之间，控制亚燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室始终处于亚燃模态。

本发明的有益效果：

1、采用二元进气道分流道的方式，解决了双燃烧室超燃冲压发动机非轴对称构型的进气问题，并能较好应用于并联式涡轮基组合发动机方案。

2、采用几何调节和气动调节相结合的调节措施较好的解决了双燃烧室超燃冲压发动机宽范围工作难题，有助于拓宽发动机工作马赫数下限，同时该调节方案具有减轻调节附加质量、降低高温动密封需求等诸多优点。

3、进气道亚声速燃烧室流道和超声速燃烧室流道独立调节，并且进气道对进入亚声速燃烧室的气流的压缩程度大于进入超声速燃烧室的气流，有利于匹配燃烧室的各自需求，便于燃烧组织，提高发动机性能。

4、利用组合发动机已有的进气调节功能实现进气道调节，拓宽双燃烧室超燃冲压发动机的工作马赫数范围，无需额外增加调节机构。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的双燃烧室超然冲压发动机进气道流道布局示意图；

图2为本发明实施例中双燃烧室超然冲压发动机流道调节方案示意图；

图3为本发明实施例中双燃烧室超然冲压发动机流道调节参数说明示意图。

图中，a、超燃流道；b、亚燃流道；c、超燃流道；1、外压缩型面；2、内收缩段型面；3、喉道型面；4、扩张段型面；5、唇口型面；6、与燃烧室连接型面；7、内收缩段调节型面；8、扩张段调节型面；9、铰链a；10、铰链b；h7为内收缩段调节型面7固定端与唇口型面5垂直高度；h8为扩张段调节型面8固定端与唇口型面5垂直高度；hth为所需调节到的喉道高度；θ2为内收缩段型面2两端点连线与喉道型面3之间的角度(取锐角)；θ4为扩张段型面4两端点连线与喉道型面3之间的角度(取锐角)。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

实施例1

本实施例提供一种双燃烧室超然冲压发动机进气道，图1为本发明实施例提供的双燃烧室超然冲压发动机进气道流道布局示意图；图2为本发明实施例中进气道流道调节方案示意图；图3出示了流道调节参数说明示意图。所述进气道采用二元进气道构型，并沿流向由支板分割为亚燃流道b和超燃流道a和c，所述b流道为中间流道，连接亚声速燃烧室，所述a、c流道分布在b流道两侧连接超声速燃烧室。

进一步的，按发动机模块化布置，上述流道布局还可以是aabaa、ababc、abbc等多种组合形式。

所述a、b、c任意流道设计如下：

所述流道由固定型面、可调型面及连接铰链构成，其中，所述固定型面包括外压缩型面1、内收缩段型面2、喉道型面3、扩张段型面4、唇口型面5以及与燃烧室连接型面6；所述可调型面包括内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8，所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8的一端分别固定于内收缩段起点和扩张段终点，另一端分别为活动端，所述连接铰链包括铰链a9和b10，所述铰链a9和b10分别位于内收缩段起点和扩张段段终点，且所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8可分别绕着所述铰链a9和b10按设计旋转角度进行旋转。

进一步的，所述进气道固定型面设计如下：设定进气道工作马赫数范围为mamin～mamax，所述进气道固定型面根据mamax的流量系数、总压恢复等性能指标要求以及mamin的起动性能需求设计而得，此为本领域公知的技术。

进一步的，当来流马赫数大于mamin时，根据发动机性能需求以及进气道设计的调节规律，所述铰链控制可调型面旋转调节，直至来流马赫数为mamax。

通过上述工作过程，使得进气道在mamin～mamax范围内均能可靠高效工作，为燃烧室提供满足速度、压力等要求的压缩气流，确保发动机在mamin～mamax范围内均能正常工作并产生推力性能。

进一步的，在旋转调节过程中，所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8的活动端距离唇口型面5的垂直距离始终保持相等。

进一步的，所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8旋转后，所述内收缩段调节型面7、内收缩段型面2、喉道型面3、扩张段型面4和扩张段调节型面8围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流作为流道的气动喉道型面，以缩小进气道喉道面积，增大进气道收缩比，进而增大对来流空气的压缩，该气动喉道型面对应的喉道高度定义为可调型面旋转后进气道喉道高度hth，通过公式(1)得到：

其中，hth为可调型面旋转后流道喉道高度，hc为进气道流道捕获高度，q(ma)为流量函数，ma0和math分别为来流马赫数和流道喉道马赫数，为流量系数，σth为流道喉道总压恢复系数。

进一步的，在低马赫数设计工况时，例如mamin，所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8分别紧贴内收缩段型面2和扩张段型面4，随着来流马赫数的增大，则需要根据来流马赫数、进气道流量系数及燃烧室所需求进气道喉道马赫数等参数，按上述公式(1)计算得到所需调节的进气道喉道高度，再按几何关系转换为内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8所需旋转的角度，且来流马赫数越大，内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8旋转角度越大，形成气动喉道后，进气道喉道流通面积越小，对来流压缩作用越强，为燃烧室提供满足要求的压缩空气，利于稳定燃烧及发动机性能提高。另外，必要时可通过增大内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8的旋转角度，完全关闭流道。

上述旋转角度包括内收缩段调节型面7的旋转角度θ7和扩张段调节型面8的旋转角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7为内收缩段调节型面7固定端与唇口型面5垂直高度，h8为扩张段调节型面8固定端与唇口型面5垂直高度，hth为可调型面旋转后流道喉道高度，l7为内收缩段调节型面7两端点间距离，l8为扩张段调节型面8两端点间距离，θ2为内收缩段型面2两端点连线与喉道型面3之间的角度(取锐角)，θ4为扩张段型面4两端点连线与喉道型面3之间的角度(取锐角)。

所述旋转角度θ7和θ8为0°时，所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8分别与内收缩段型面2和扩张段型面4贴合；

所述旋转角度旋转角度θ7和θ8为最大值时，所述内收缩段调节型面7和扩张段调节型面8完全关闭所述流道，该状态根据特殊任务需求而定。

进一步的，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室可采用矩形并联方式设计。

本发明的设计原理在于：

考虑到组合发动机以双燃烧室超然冲压发动机与涡轮发动机并联布置，共用进排气系统，同时需与升力体或乘波体飞行器一体化设计，双燃烧室超然冲压发动机需采用非轴对称构型，因此针对双燃烧室非轴对称的构型，本发明分别设计相应的进气流道，并针对各流道进行设计，增加内收缩段调节型面和扩张段调节型面，并通过铰链控制其旋转，在旋转的过程中，内收缩段调节型面、内收缩段型面、喉道型面、扩张段型面和扩张段调节型面会围成一个凹腔，在凹腔内形成涡流将作为进气流道的气动喉道型面，通过合理设计内收缩段型面、扩张段型面以及喉道型面的长度，并分别使得内收缩段调节型面与内收缩段型面一致，扩张段调节型面与扩张段型面长度一致，从而使得内收缩段调节型面活动端和扩张段调节型面活动端沿流向的距离小于涡流的特征尺度，所述特征尺度通过cfd计算获得，进而在凹腔内形成稳定的涡流；此外，根据旋转角度的大小，将得到不同的气动喉道型面，进而通过这种方式来缩小进气道喉道面积，增大进气道收缩比，即增大对来流空气的压缩，进气道喉道流通面积越小，对来流压缩作用越强，为燃烧室提供满足要求的压缩空气，利于稳定燃烧及发动机性能提高。通过上述调节，使得进气道对进入亚声速燃烧室的气流提供较大压缩，经一系列波系后以亚声速进入亚声速燃烧室组织燃烧，对进入双模态超声速燃烧室的气流提供较小压缩，气流以超声速进入超声速燃烧室实现宽范围双模态燃烧，以此拓宽发动机工作马赫数范围、提高发动机性能。

实施例2

本实施例提供上述一种双燃烧室超燃冲压发动机进气道的进气控制方法，包括：

当飞行马赫数到达第一马赫数时，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面分别紧贴内收缩段型面和扩张段型面，亚声速燃烧室和超声速燃烧室开始点火，维持总推力满足飞行器需求，所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均为亚燃模态；

当飞行马赫数到达第二马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始进行旋转，随着飞行马赫数的增加，控制亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室均处于亚燃模态；

当飞行马赫数到达第三马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面停止旋转调节，随着飞行马赫数的增大，超声速燃烧室逐渐由亚燃模态向超燃模态转变；

当飞行马赫数到达第四马赫数，超声速燃烧室处于超燃模态，完成模态转变，随着飞行马赫数的增大，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面仍停止，未旋转调节；

当飞行马赫数到达第五马赫数，超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面开始旋转调节，随着飞行马赫数的增大，使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态；

当飞行马赫数达到第六马赫数，此为发动机最大工作马赫数，所述亚燃流道和超燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面均停止旋转调节，所示亚声速燃烧室始终处于亚燃模态，超声速燃烧室始终处于超燃模态；

所述第二马赫数和第六马赫数之间，控制亚燃流道的内收缩段调节型面和扩张段调节型面旋转，使得所述亚声速燃烧室始终处于亚燃模态。

所述使得所述亚声速燃烧室和超声速燃烧室始终处于亚燃模态是指使得所述亚燃流道和超燃流道对应的旋转后的喉道马赫数始终处于1.2～1.5范围中；

所述使得所述超声速燃烧室始终处于超燃模态是指使得所述超燃流道对应的旋转后的喉道马赫数始终处于飞行马赫数的9/20～11/20的范围中；

所述第一马赫数为mamin；为冲压发动机开始工作马赫数，其对应的流道的喉道马赫数为ma-th1；

所述第二马赫数为ma-2，其对应喉道马赫数ma-th2，所述ma-th2大于阈值maδ1，所述maδ1优选范围为1.2～1.5；

所述第三马赫数为ma-3，所述第四马赫数为ma-4，ma-3和ma-4且之间实现超声速燃烧室由亚燃模态向超燃模态的转变，且所述第三马赫数根据其对应的喉道马赫数ma-th3、第四马赫数ma-4和其对应喉道马赫数ma-th4来确定；具体的，根据第四马赫数ma-4和喉道马赫数ma-th4可以由公式(1)和(2)得出旋转角度，由旋转角度和ma-th3可以得出ma-3；

所述第四马赫数ma-4优选范围为5.5-6，其对应的喉道马赫数ma-th4为9/20～11/20ma-4；

所述第五马赫数为ma-5，其对应喉道马赫数ma-th5，所述ma-th5大于阈值maδ2，所述maδ2为11/20ma-5；

所述第六马赫数为mamax，冲压发动机最大工作马赫数。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。