涡轮/激波汇聚爆震组合发动机.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN109252981A(43)申请公布日2019.01.22(21)申请号201811298001.3(22)申请日2018.10.25(71)申请人中国人民解放军空军工程大学地址710051陕西省西安市长乐东路甲字1号空军工程大学(72)发明人吴云陈鑫金迪李应红李军贾敏钟也磐(51)Int.Cl.F02K7/16(2006.01)F02C3/14(2006.01)F02C7/057(2006.01)权利要求书3页说明书6页附图3页(54)发明名称涡轮/激波汇聚爆震组合发动机(57)摘要提供一种涡轮/激波汇聚爆震组合发动机，由二元变几何混压式超声速进气道(1)、燃气涡轮发动机、激波汇聚爆震燃烧室/发动机(5)以及气路调节系统组成，其中燃气涡轮发动机包括可调进口导流叶片(2)、压气机(3)、调节板(4)、分气阀门(6)、自由涡轮(7)、喷管(8)，气路调节系统包括进气道(1)、可调进口导流叶片(2)、调节板(4)和分气阀门(6)，燃气涡轮发动机各部分的结构和连接方式是惯常使用的，燃气涡轮发动机与气路调节系统有共用的部分。该发动机在低速时，由涡轮带动压气机增压，向爆震燃烧室提供高压空气，即所谓激波汇聚爆震涡轮混合发动机模式；在高速时，由冲压进气道向爆震燃烧室提供高压空气，燃气涡轮发动机退出工作，成为吸气式激波汇聚爆震发动机模式。CN109252981ACN109252981A权利要求书1/3页1.涡轮/激波汇聚爆震组合发动机，由二元变几何混压式超声速进气道(1)、燃气涡轮发动机、激波汇聚爆震燃烧室/发动机(5)以及气路调节系统组成，其中燃气涡轮发动机包括可调进口导流叶片(2)、压气机(3)、调节板(4)、分气阀门(6)、自由涡轮(7)、喷管(8)，气路调节系统包括进气道(1)、可调进口导流叶片(2)、调节板(4)和分气阀门(6)，燃气涡轮发动机各部分的结构和连接方式是惯常使用的，燃气涡轮发动机与气路调节系统有共用的部分；并且进气道(1)，用于调节进气流量和减小进口总压损失；可调进口导流叶片(2)，用于整流以及发动机在不同飞行条件下的模式转换；压气机(3)，用于在低速情况下对来流空气进行增压；调节板(4)，其在发动机工作模式转换时改变空气进入爆震燃烧室的方式；激波汇聚爆震燃烧室/发动机(5)，其产生高温高压燃气做功，针对不同进口流量；分气阀门(6)，其控制自由涡轮(7)进口气流的通断；自由涡轮(7)，其使气流膨胀做功，带动压气机工作；喷管(8)，其使气流进一步膨胀做功，产生推力；并且其中，激波汇聚爆震燃烧室/发动机(5)中的激波汇聚爆震发动机围绕组合发动机环形截面均匀放置，根据进口流量大小放置多个激波汇聚爆震发动机，其数量为偶数个。2.如权利要求1所述的涡轮/激波汇聚爆震组合发动机的工作方法，其中整个进气道的设计在轴向分为三段——即外压缩段AB段-定几何楔面、内压缩段BC段-变几何楔面、和喉道CD段或C’D’段，外压缩段将前方高速自由流降低至较低马赫数的超声速流，气流方向与自由流之间呈一定夹角，然后经过内压缩段激波的压缩，马赫数进一步降低，并使气流在进入喉道之前流动方向与自由流方向相同，最后通过一段等截面喉道与紧随进气道其后的扩压段DE段或D’E’段相连，扩压段进口处出现一道正激波，使超声速气流滞止为亚声速气流；通过调节变几何楔面的角度，控制喉道马赫数、流量捕获系数、内收缩比这些主要参数，以期在飞行过程中获得尽可能好的性能；该变几何进气道楔面可绕楔面连接处的铰接点B，C，D，E点转动来调节楔角和喉道流通面积，通过改变变几何进气道的内收缩比来满足进气道的低来流马赫数自起动和高来流马赫数下的性能；δ1和δ3分别表示定几何楔面和变几何楔面与进气道两端的夹角，δ2表示定几何楔面与变几何楔面夹角；δ1、δ2和δ3分别被称为第1、第2和第3楔角；在起飞阶段，调整第2楔角δ2，以较大的喉道流通面积保证变几何进气道自启动；在变几何进气道启动后来流马赫数增加到2.0的过程中，绕B点缓缓转动内压缩段BC段，同时喉道CD段向上平动至C’D’段的位置，减小变几何进气道的喉道面积，增大变几何进气道的内收缩比Rc，提高变几何进气道的压缩能力；在这个过程中，喉道CD段，即此时的C’D’段不断伸长以满足变几何的型面要求；随着来流马赫数增大，继续转动内压缩段BC段；当来流马赫数达到设计马赫数时，变几何进气道外压段激波封口，变几何进气道处于设计状态；当达到最高工作马赫数时，达到最大，喉道面积最小。3.如权利要求1所述的涡轮/激波汇聚爆震组合发动机的可调进口导流叶片(2)、调节板(4)、分气阀门(6)的作用如下所述：气路调节系统除了保证T/SFDE高性能工作外，还同时负责组合发动机工作模态的转换