涡轮/激波汇聚爆震组合发动机制造技术

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。

Turbine/Shock Convergence Detonation Combination Engine

A turbo/shock convergent detonation combined engine is provided, which consists of a binary variable geometry mixing supersonic inlet (1), a gas turbine engine, a shock convergent detonation combustor/engine (5) and a gas path regulating system. The gas turbine engine includes an adjustable inlet guide vane (2), a compressor (3), a regulating plate (4), a divider valve (6), a free turbine (7), a nozzle (8), and a gas path regulating system. The road regulating system includes intake port (1), adjustable inlet guide vane (2), regulating plate (4) and dividing valve (6). The structure and connection mode of each part of the gas turbine engine are commonly used, and the gas turbine engine and the gas path regulating system have common parts. At low speed, the compressor is boosted by a turbine to provide high-pressure air to the detonation combustor, i.e. the so-called shock wave convergence detonation turbine hybrid engine mode; at high speed, the ramjet inlet provides high-pressure air to the detonation combustor, and the gas turbine engine withdraws from work and becomes the inhalation shock wave convergence detonation engine mode.

【技术实现步骤摘要】
涡轮/激波汇聚爆震组合发动机
本专利技术属于航空发动机组合设计领域，具体涉及一种涡轮/激波汇聚爆震组合发动机，适用于航空组合动力设计。
技术介绍
为满足临近空间高速飞行武器装备的需求，其动力装置必须能在0～4.5马赫范围内正常工作。而作为常规航空器装备主要动力装置的燃气涡轮发动机只能在马赫数2.5以下工作，亚燃、超燃冲压发动机等发动机只能在超声速或高超声速下工作，目前还没有任何一种发动机能独立完成水平起降、重复使用临近空间高速飞行器的推进任务。国际上，利用两种以上的发动机组合起来作为临近空间高速飞行器动力，已经研究多年。研究较多的临近空间高速飞行器动力是涡轮基冲压组合发动机(TBCC)，我国也正在研制TBCC发动机。然而，TBCC还存在一系列需研究解决的问题，例如耗油率高(比冲低)、涡轮/冲压模态转换推力不连续和推重比低，且在Ma＝2～3的飞行条件下TBCC的涡轮/冲压模态转换过程难控制，导致发动机推力难以保证连续。爆震作为一种新型增压燃烧组织形式，对进口气流马赫数要求不高，在高、低马赫数下均能连续工作。将传统涡轮发动机与激波汇聚爆震燃烧室组合能有效克服TBCC的诸多问题(重量大，有推力间断区域)，实现飞行器高、低马赫数下的全域飞行。
技术实现思路
为提高组合发动机的燃烧效率以及满足宽域飞行的要求，针对传统涡轮冲压组合发动机的不足之处，本专利技术提出一种涡轮/激波汇聚爆震发动机(Turbine/ShockwaveFocusingDetonationEngine，简称T/SFDE)组合方案。本专利技术的涡轮/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。提供上述涡轮/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。上述涡轮/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，通过气路通道打开、关闭方式实现；同时调节进气道和尾喷管的几何状态以保证推进系统始终工作在最佳状态；不同工作模式下，各个主要的气路调节装置的状态，和此时的工质流路，从前至后依次是可调进口导流叶片2、调节板4、分气阀门6；其中(a)可调进口导流叶片2位于压气机进口处，其作用除了保证压气机3的高工作性能外，更加重要的是参与模式转换；低马赫数飞行时，可调进口导流叶片2主要作用为整流，给压气机3提供合适的气流速度和方向；随着飞行马赫数增大，对可调进口导流叶片2进行调节，当达到飞行马赫数达到3.0时，可调进口导流叶片2完全关闭，燃气涡轮发动机完全退出工作，进气道的冲压作用完全能够提供满足爆震燃烧室正常工作所需的高压空气；(b)调节板4调节板位于压气机3和激波汇聚爆震燃烧室/发动机5中的爆震燃烧室的进口之间，其与进口导流叶片相配合，进行外流道控制；低马赫数飞行时，调节板处于状态B1，此时推进系统外涵流道被封闭，全部来流空气都通过压气机压缩后进入爆震燃烧室；高马赫数飞行时，调节板处于状态B2，此时压气机进口关闭，外涵道打开，来流经过进气道的冲压作用后，完全满足爆震燃烧室的进口条件，直接进入燃烧室；(c)分气阀门6分气阀门位于爆震燃烧室预燃室后部，爆震腔之前；低马赫数飞行时，分气阀门打开，处于状态C1，此时预燃室内的燃气一部分通过分气阀门6流入涡轮，带动涡轮做工，维持压气机正常工作，为爆震燃烧室提供压缩空气；高马赫数飞行时，分气阀门6关闭，处于状态C2，此时燃气涡轮发动机退出工作，全部空气经过爆震燃烧后经过喷管排出，产生推力。还提供上述涡轮/激波汇聚爆震组合发动机的模式转换，如下所述：涡轮/激波汇聚爆震组合发动机工作于低速模式时，调节板关闭，可调进口导流叶片2打开，空气经过进气道1进入压气机3，经压气机3增压后进入激波汇聚爆震发动机5的预燃室燃烧，产生的燃气一部分经分气阀门6进入内涵，推动自由涡轮7转动以带动压气机3旋转，但排气过程已不再产生推力，另一部分燃气用于加热裂解二次补油以形成富含燃油活化分子的混合气，再进入共振腔进行爆震燃烧以产生推力；在低速阶段，超声速进气道1保持较大的喉道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2.5的过程中，楔板角度缓慢增大，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，提高其压缩能力；同时，控制尾喷管的喉道面积，对发动机流量进行限制，调节喷口以减小面积扩张比，尾喷管落压比逐渐增大；模式转换阶段中，压气机可调进口导流叶片2逐渐关本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。...

【技术特征摘要】
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，通过气路通道打开、关闭方式实现；同时调节进气道和尾喷管的几何状态以保证推进系统始终工作在最佳状态；不同工作模式下，各个主要的气路调节装置的状态，和此时...

【专利技术属性】
技术研发人员：吴云，陈鑫，金迪，李应红，李军，贾敏，钟也磐，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：陕西,61