A design method of three-power combined engine with multi-channel parallel connection belongs to the field of combined engine, which includes the following steps: 1) determining the capture area of the intake port according to the overall performance requirements of the flight mission, and obtaining the three-dimensional internal-rotating intake port through streamline tracking; 2) calculating the inlet and outlet parameters of the supersonic combustor, designing the supersonic channel and the supersonic combustor; 3) designing the upper surface of the exhaust nozzle and 3) designing the supersonic combustor (4) According to the flow demand of Ma0-2 stage engine, the turbine channel, turbine engine and turbine channel shunt plate are arranged at the opening of the two sides of the three-dimensional internal-rotating intake port; 5) Based on the thrust demand of Ma2-3 rocket engine and Ma3-4.5 sub-combustor, the maximum flow demand of the ejector rocket sub-combustor is calculated, and the ejector rocket sub-combustor is arranged accordingly. The inlet of channel, rocket engine and ejector rocket of corresponding size, Sub-combustion channel shunt plate. The invention can satisfy the requirements of effectively crossing the thrust gap and at the same time provide high low-speed climbing and high-speed cruising performance.
【技术实现步骤摘要】
一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法
本专利技术涉及组合发动机领域,尤其涉及一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法。
技术介绍
一个世纪以来,人们在飞的“更高、更快、更远”的理想下,推动了高超声速飞行器的发展。早在20世纪70年代初期就出现了马赫数3的高空侦察机,而到了70年代中期马赫数2的民航客机就开始往返于欧美大陆,近年来,美国、欧盟、俄罗斯、日本等国家及国际组织都在加速推进各种高超声速飞行技术研究项目,旨在追求地面起飞、跨速域(Ma0~6+)、重复使用的高超声速飞行器。现有航空航天动力主要为涡轮、冲压和火箭发动机,其中涡轮发动机的最佳工作范围Ma0~2.5,Ma3~5是亚燃冲压发动机较为有利的工作范围,超燃冲压发动机的工作范围Ma5~8,火箭发动机虽然可以全速域工作,但效率最低。经过多年的发展和创新,通过组合现有成熟动力装置形成组合动力,能够支撑高超声速飞行的技术方案众多,在美国2030年吸气式推进技术发展规划中,TBCC、RBCC组合循环发动机占用重要席位,并且是进入空间的最有发展前景的动力技术,目前绝大部分公开的Ma5~6级高超声速飞机方案中,涡轮基组合动力(TBCC)是主流的动力方案,TBCC是以涡轮发动机为基础,集成冲压发动机、火箭发动机等动力形式,科学组合形成的宽速域高超声速动力系统。技术角度而言,实现高超声速飞行的核心在于组合动力技术,比较发现目前国内在组合发动机领域还存在以下主要问题:1、多通道组合动力的推力陷阱,涡轮发动机和冲压发动机工作速域范围目前还存在空档,难以实现推力衔接的问题,而利用引射火箭动力填补转级推力不足是目前比较 ...
【技术保护点】
1.一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法,其特征在于:包括以下步骤:1)根据飞行任务制定总体性能要求,基于总体性能要求设计基本流场,确定进气道捕获面积,进而在基本流场中通过流线追踪得到三维内转进气道;2)基于步骤1)三维内转进气道的出口面积,根据发动机总体性能计算超燃燃烧室进出口参数,进而设计超燃通道和超燃燃烧室;3)基于步骤2)超燃燃烧室出口参数,根据发动机总体性能设计尾喷管上型面及下调节板;4)根据Ma0~2阶段发动机流量需求,利用流量公式
【技术特征摘要】
1.一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法,其特征在于:包括以下步骤:1)根据飞行任务制定总体性能要求,基于总体性能要求设计基本流场,确定进气道捕获面积,进而在基本流场中通过流线追踪得到三维内转进气道;2)基于步骤1)三维内转进气道的出口面积,根据发动机总体性能计算超燃燃烧室进出口参数,进而设计超燃通道和超燃燃烧室;3)基于步骤2)超燃燃烧室出口参数,根据发动机总体性能设计尾喷管上型面及下调节板;4)根据Ma0~2阶段发动机流量需求,利用流量公式计算两个涡轮通道入口面积,其中,q表示流量,K为气动常数,p*为总压,T*为总温,A为面积,进而在三维内转进气道两侧壁面开口布置涡轮通道,并在涡轮通道内布置涡轮发动机,在开口处装接涡轮通道分流板;5)基于Ma2~3火箭发动机工作与Ma3~4.5亚燃燃烧室工作状态的推力需求,计算引射火箭-亚燃通道最大流量需求,从而在三维内转进气道上布置引射火箭-亚燃通道的进口及进口的面积大小,并在引射火箭-亚燃通道内布置相应大小的火箭发动机,在引射火箭-亚燃通道的进口处装接引射火箭-亚燃通道分流板。2.如权利要求1所述一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法,其特征在于:步骤4)中还包括:根据发动机总体性能在涡轮通道的出口处设计涡轮通道喉道调节板。3.如权利要求1所述一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法,其特征在于:步骤5)中还包括:根据推力需求在引射火箭-亚燃通道的出口处设计引射火箭-亚燃通道喉道调节板。4.一种多通道并联的三动力组合发动机,其特征在于:包括三维内转进气道、尾喷管、引射火箭-亚燃通道、超燃通道和两个涡轮通道;三维内转进气道设有第一出口、第二出口、第三出口和第四出口;尾喷管设有第一入口、第二入口、第三入口和第四入口;引射火箭-亚燃通道的入口与第一出口相接,引射火箭-亚燃通道的出口...
【专利技术属性】
技术研发人员:邢菲,郭峰,朱剑锋,尤延铖,
申请(专利权)人:厦门大学,
类型:发明
国别省市:福建,35
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