一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法

摘要

一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法，涉及高超声速飞行器。设计单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型；设计涡轮发动机通道和火箭发动机通道的尾喷管；设计并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型；设计调节机构。将多个发动机的喷管集合一体，集中排气，解决多个发动机的多通道尾喷管推力不对称问题，减小并联式TBCC发动机的阻力，并且可通过调节板调节喉道面积以满足并联式TBCC发动机在宽速域范围内的推力需求。将四个通道集合到亚燃冲压发动机尾喷管上，使得结构更为紧凑，降低了飞行器与发动机一体化设计的难度，并且在飞行器与发动机一体化设计的力矩配平中有很大的优势。

权利要求

1.一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法，其特征在于包括以下步骤：

1)设计单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型：首先基于短喷管理论设计单边膨胀喷管上下壁面型线，得到二维尾喷管型线后再根据亚燃冲压发动机通道的流量需求确定亚燃冲压发动机尾喷管进口的矩形大小，将二维尾喷管型线进行侧向拉伸至与进口矩形同宽，即得到单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型；

2)设计涡轮发动机通道和火箭发动机通道的尾喷管：将两个涡轮发动机尾喷管先进行汇合后再与亚燃冲压发动机尾喷管相结合，再根据并联式TBCC组合发动机总体设计的流量要求，计算两个涡轮发动机汇合处及喉道的面积大小，结合步骤1)的单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的设计宽度，并由两个涡轮发动机圆形进口均匀过渡至矩形汇合进口，然后交汇到步骤1)中单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的上壁面，形成涡轮发动机通道的喉道，同样，根据并联式TBCC组合发动机总体设计的流量要求，计算出火箭发动机通道的喉道面积大小，然后交汇到步骤1)的单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的上壁面，形成火箭发动机通道的喉道；

3)设计并联式TBCC组合发动机共用尾喷管组合构型：亚燃冲压发动机通道位于最下，涡轮发动机通道位于中部，火箭发动机通道位于最上，构成并联式TBCC组合发动机共用尾喷管组合构型；

4)设计调节机构：分别在涡轮发动机通道的喉道、火箭发动机通道的喉道和亚燃冲压发动机通道的喉道处安装调节机构，调节机构采用转轴和调节板，通过让调节板绕转轴旋转实现涡轮发动机通道的喉道面积和火箭发动机通道的喉道面积的改变，通过转轴的上下移动实现亚燃冲压发动机通道的喉道面积的改变。

2.单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管，其特征在于设有火箭发动机通道、涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道、火箭发动机通道的喉道调节板、火箭发动机通道的喉道调节板转轴、涡轮发动机通道的喉道调节板、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴、亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管；所述亚燃冲压发动机通道位于尾喷管最下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管相连，所述涡轮发动机通道位于尾喷管中部，火箭发动机通道位于尾喷管最上部，所述火箭发动机通道和涡轮发动机通道均与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面相接；所述火箭发动机通道的喉道调节板通过火箭发动机通道的喉道调节板转轴与火箭发动机通道、涡轮发动机通道和亚燃冲压发动机通道相连；涡轮发动机通道的喉道调节板通过涡轮发动机通道的喉道调节板转轴与涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴相连；亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴位于亚燃冲压发动机通道的尾端下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的下壁面相连。

说明书

一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法

技术领域

[0001] 本发明涉及高超声速飞行器，尤其是涉及并联式涡轮基组合循环动力(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)发动机尾喷管的一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法。

背景技术

[0002] 高超声速飞行器是21世纪重点发展的高科技项目。超音速冲压发动机被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的“第三次动力革命”，由于其结构简单，无需携带氧化剂等优点，被视为高超声速飞行器的最佳动力选择。然而冲压发动机仅能在高马赫数下才能启动正常工作，为了使高超声速飞行器具有自主水平起降和高马赫数巡航的能力，学者们提出了涡轮基组合循环动力(Turbine Based Combined Cycle，TBCC)的设计理念(李超，并联式TBCC排气系统的气动设计、性能研究及初步优化[D]，南京航空航天大学，2009)，即将涡轮发动机和火箭发动机、冲压发动机等动力结合的动力系统。飞行器在低马赫数飞行时，由涡轮发动机提供动力，在高马赫数飞行时由冲压发动机提供动力。然而当飞行马赫数大于2.5时，由于涡轮燃气温度受限，涡轮发动机的推力会急剧下降，而此时冲压发动机不能及时提供推力，存在“推力鸿沟”的问题，需要借助火箭发动机提供推力来满足过渡段的推力需求。根据各发动机的布局布置，涡轮基组合动力又可分为并联式和串联式。对于并联式TBCC组合发动机，若采用各通道分开排气的方式，则存在排气系统占据较大空间大的问题，给高超飞行器的一体化设计带来巨大挑战。因此，并联式TBCC组合发动机尾喷管设计是一个重点研究解决的问题。

发明内容

[0003] 本发明的目在于针对冲压发动机、涡轮发动机、火箭发动机耦合的并联式TBCC组合发动机，提供可满足其在不同状态推力需求的一种单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管的设计方法。

[0004] 本发明包括以下步骤：

[0005] 1)设计单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型；

[0006] 在步骤1)中，所述设计单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的具体方法可为：首先基于短喷管理论设计单边膨胀尾喷管上下壁面型线，得到二维尾喷管型线后再根据亚燃冲压发动机通道的流量需求确定单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管进口的矩形大小，将二维尾喷管型线进行侧向拉伸至与进口矩形同宽，即可得到单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型。

[0007] 2)设计涡轮发动机通道和火箭发动机通道的尾喷管；

[0008] 在步骤2)中，所述设计涡轮发动机通道和火箭发动机通道的尾喷管的具体方法可为：将两个涡轮发动机尾喷管先进行汇合后再与亚燃冲压发动机尾喷管相结合，再根据并联式TBCC组合发动机总体设计的流量要求，计算两个涡轮发动机通道汇合处及喉道的面积大小，结合步骤1)的单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的设计宽度，并由两个涡轮发动机圆形进口均匀过渡至矩形汇合进口，然后交汇到步骤1)中单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的上壁面，形成涡轮发动机通道的喉道；同样，根据并联式TBCC组合发动机总体设计的流量要求，计算出火箭发动机通道的喉道面积大小，然后交汇到步骤1)的单边膨胀非对称亚燃冲压发动机尾喷管的三维模型的上壁面，形成火箭发动机通道的喉道。

[0009] 3)设计并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型；

[0010] 在步骤3)中，所述设计并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型的具体方法可为：亚燃冲压发动机通道位于最下，涡轮发动机通道位于中部，火箭发动机通道位于最上，构成并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型。

[0011] 4)设计调节机构。

[0012] 在步骤4)中，所述设计调节机构的具体方法可为：分别在涡轮发动机通道的喉道、火箭发动机通道的喉道和亚燃冲压发动机通道的喉道处安装调节机构，调节机构采用转轴和调节板，通过让调节板绕转轴旋转实现涡轮发动机通道的喉道面积和火箭发动机通道的喉道面积的改变，通过转轴的上下移动实现亚燃冲压发动机通道的喉道面积的改变。

[0013] 本发明所述单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管设有火箭发动机通道、涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道、火箭发动机通道的喉道调节板、火箭发动机通道的喉道调节板转轴、涡轮发动机通道的喉道调节板、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴、亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管；所述亚燃冲压发动机通道位于尾喷管最下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管相连，所述涡轮发动机通道位于尾喷管中部，火箭发动机通道位于尾喷管最上部，所述火箭发动机通道和涡轮发动机通道均与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面相接；所述火箭发动机通道的喉道调节板通过火箭发动机通道的喉道调节板转轴与火箭发动机通道、涡轮发动机通道和亚燃冲压发动机通道相连；涡轮发动机通道的喉道调节板通过涡轮发动机通道的喉道调节板转轴与涡轮发动机通道、亚燃冲压发动机通道和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴相连；亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴位于亚燃冲压发动机通道的尾端下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管的下壁面相连。

[0014] 通过以上连接方法，各部件构成并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型。

[0015] 本发明具有以下突出技术效果：

[0016] 本发明的单边膨胀四通道组合尾喷管，将多个发动机的喷管集合一体，集中排气，解决多个发动机的多通道尾喷管推力不对称问题，减小并联式TBCC发动机的阻力，并且可通过调节板调节喉道面积以满足并联式TBCC发动机在宽速域范围内的推力需求。另外，将四个通道集合到亚燃冲压发动机尾喷管上，使得结构更为紧凑，降低了飞行器与发动机一体化设计的难度，并且在飞行器与发动机一体化设计的力矩配平中有很大的优势。

附图说明

[0017] 图1为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管型线设计特征线示意图。

[0018] 图2为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管设计示意图。在图2中，(a)为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管侧视图，(b)为单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管轴视图。

[0019] 图3为涡轮发动机通道设计示意图。在图3中，(a)为涡轮发动机通道侧视图，(b)为涡轮发动机通道轴视图。

[0020] 图4为火箭发动机通道设计示意图。在图4中，(a)为火箭发动机通道侧视图，(b)为火箭发动机通道轴视图。

[0021] 图5为带有调节机构的四通道组合发动机共用尾喷管轴视示意图。

[0022] 图6为四通道组合发动机共用尾喷管调节机构的工作示意图。

[0023] 在图中，各标记为：1表示火箭发动机通道，2表示涡轮发动机通道，3表示亚燃冲压发动机通道，4表示火箭发动机通道的喉道调节板，5表示火箭发动机通道的喉道调节板转轴，6表示涡轮发动机通道的喉道调节板，7表示涡轮发动机通道的喉道调节板转轴，8表示亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴，9表示单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管。

具体实施方式

[0024] 以下实施例将结合附图对本发明作进一步的说明。

[0025] 本发明实施例包括以下步骤：

[0026] 步骤一：设计基于单边膨胀理论的冲压发动机尾喷管型面

[0027] 设计单边膨胀尾喷管的上下壁面型线，采用基于短喷管理论的非对称亚燃冲压发动机尾喷管型线设计方法(M.Goeing,Nozzle Design Optimization by Method-of-Characteristics.AIAA-90-2024)：把所有的膨胀段压缩到喉部的一个尖角，再由此计算流场得到喷管外形的喷管。短化长度喷管理论对于流场中任意一个内点，首先确定该点的气流转折角和气流方向角，然后根据普朗特-迈耶关系式求出该点的马赫数，得到马赫角，进而由气流角和马赫角根据特征线方程确定该点的坐标，具体过程如下：

[0028] (一)上下喉道尖点初始膨胀角

[0029] 由进口马赫数和进出口的压比计算出出口的马赫数。再根据进出口马赫数确定相应普朗特-迈耶膨胀角。根据短喷管理论可以确定上尖点的初始膨胀角和喷管进出口马赫数有关，引入非对称因子F后，下尖点的初始膨胀角就确定了。非对称因子F是上下尖点喉道处的初始膨胀角之比，即：

[0030]

[0031] 其中，δU是上壁面的初始膨胀角，δL是下壁面的初始膨胀角：

[0032]

[0033] δL＝F×δU

[0034] 其中，ve是出口马赫数所对应的普朗特-迈耶膨胀角，vin是进口马赫数所对应的普朗特-迈耶膨胀角。

[0035] (二)非对称单边膨胀冲压发动机尾喷管流场求解。

[0036] 参见图1，根据特征线理论，对非对称单边膨胀冲压发动机尾喷管的流场进行求解，从而确定流场每一点的流动参数。当入口上尖点a发出的最后一条特征线与在下壁面反射的特征线相交所得的g点的马赫数为所求出口马赫数时，上尖点a的最后一条特征线与下壁面相交点f为下壁面的终点。d为入口下尖点，b为下尖点发出的最后一条特征线与上壁面的交点。而过g点的下壁面反射特征线(即过e点的反射特征线)与上壁面相交的点c为上壁面终点。壁面点是根据壁面边界条件来确定。根据空气动力学相关理论，膨胀线相交的区域中各点的气流膨胀角和方向角由下式决定：

[0037] ψ＝ψU+ψL-vin

[0038] θ＝ψU-ψL

[0039] 式中，ψU是入口上壁面尖点处发出的膨胀波到该点的转折角，ψL是入口下壁面尖点处发出的膨胀波到该点的转折角，ψ是气流从喷管进口膨胀到该点的总的转折角，即气流膨胀角，θ是该点的气流方向角。在确定叠加过程中因为上下尖点膨胀角的离散时都考虑了进口马赫数的膨胀角，所以在气流膨胀角的叠加中会将此膨胀角叠加两次，故要再减去vin。

[0040] 得到二维尾喷管型线，再根据亚燃冲压发动机设计状态的流量需求确定喷管进口的矩形大小，将二维型线进行展向拉伸(宽度L)，即可得到三维单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管模型，如图2所示。

[0041] 步骤二：设计涡轮发动机和火箭发动机的尾喷管

[0042] 将两个涡轮发动机尾喷管先进行汇合后再与亚燃冲压发动机尾喷管相结合，首先根据发动机总体设计的流量要求及气动参数(总温,总压，流量系数)，计算单个涡轮发动机进口，两个涡轮发动机汇合处及汇合后喉道的面积大小。

[0043] 确定喷管面积A时需要用到流量公式：

[0044]

[0045] 式中，k为气体常数，空气的气体常数为0.04042，燃气的为0.039，Pt为进口总压，Tt为进口总温， 为设计流量，q(λ)为流量系数，当计算喉道面积时，流量系数取1。

[0046] 两个涡轮发动机圆形进口均匀过渡至矩形汇合进口，根据上述流量公式，设计矩形汇合进口的面积为单个涡轮发动机出口面积A的两倍，结合步骤一的亚燃冲压发动机尾喷管的设计宽度L，所以可以计算出矩形汇合处高度为： 然后交汇到步骤一中亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面，根据喉道面积大小形成涡轮发动机通道的喉道，如图3所示。

[0047] 火箭发动机通道与涡轮发动机通道的设计方法相似，首先根据流量公式算出喉道面积，再进行均匀圆转方的收缩过渡，并与亚燃冲压发动机尾喷管的上壁面相汇合，如图4所示。

[0048] 步骤三：设计并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型

[0049] 在TBCC组合发动机的全速域飞行中，有多个飞行状态，涉及到多个发动机的启动和关闭。这就要求组合喷管，不仅在单一发动机工作时具有良好的推力性能，而且需要在模态转换过程中保持推力稳定。而TBCC发动机组合喷管的布局方式对以上问题有很大的影响。本发明的四通道组合喷管拟采用的布局方案为：亚燃冲压发动机通道位于最下，涡轮发动机通道位于中部，火箭发动机通道位于最上，构成上下并联式的组合尾喷管结构形式。最终结构如图5所示。

[0050] 步骤四：设计调节机构

[0051] 因为并联式TBCC发动机工作的马赫数范围非常宽，为了保证组合尾喷管整个飞行过程中都保持良好的推力性能，必须在各发动机通道的喉道处加入调节机构以调节喉道面积。

[0052] 参见图5和6，本发明所述单边膨胀四通道组合发动机共用尾喷管设有火箭发动机通道1、涡轮发动机通道2、亚燃冲压发动机通道3、火箭发动机通道的喉道调节板4、火箭发动机通道的喉道调节板转轴5、涡轮发动机通道的喉道调节板6、涡轮发动机通道的喉道调节板转轴7、亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8和单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9；所述亚燃冲压发动机通道3位于尾喷管最下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9相连，所述涡轮发动机通道2位于尾喷管中部，火箭发动机通道1位于尾喷管最上部，所述火箭发动机通道1和涡轮发动机通道2均与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9的上壁面相接；所述火箭发动机通道的喉道调节板4通过火箭发动机通道的喉道调节板转轴5与火箭发动机通道1、涡轮发动机通道2和亚燃冲压发动机通道3相连；涡轮发动机通道的喉道调节板6通过涡轮发动机通道的喉道调节板转轴7与涡轮发动机通道2、亚燃冲压发动机通道3和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8相连；亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8位于亚燃冲压发动机通道3的尾端下部并与单边膨胀亚燃冲压发动机尾喷管9的下壁面相连。

[0053] 通过以上连接方法，各部件构成并联式TBCC发动机共用尾喷管组合构型。

[0054] 上述步骤二已经求出涡轮发动机通道和火箭发动机通道的最大喉道面积，以此为基础完成了对应两个尾喷管的设计。当各尾喷管工作状态发生转化时，只需要将各喉道面积缩小至所需的喉道面积。本发明拟采用的调节机构如图5以及图6中火箭发动机通道的喉道调节板4、涡轮发动机通道的喉道调节板6和亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8所示，调节机构为板结构，板的上、下壁面均为亚燃冲压发动机尾喷管壁面的一部分，使得关闭时形成完整的亚燃冲压发动机尾喷管上壁面。调节板绕转轴旋转实现发动机通道的开关和喉道面积的调节，调节板转轴与尾喷管壁面和发动机通道相切。

[0055] 并联式TBCC发动机在不同马赫数下工作时，调节机构的工作状态如图6所示。当马赫数在0～2时，涡轮发动机通道从打开状态逐渐转变为关闭状态，火箭发动机通道流量逐渐增大，亚燃冲压发动机通道流量逐渐减小，即：涡轮发动机通道的喉道调节板6绕着转轴7向上转动，火箭发动机通道的喉道调节板4绕着转轴5向下转动，亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8逐步向上移动；当马赫数在2～4时，涡轮发动机通道关闭，火箭发动机通道流量逐渐减小，亚燃冲压发动机通道流量不断调节以避免发生过膨胀，即：火箭发动机通道的喉道调节板4绕着转轴5向上转动直至闭合，亚燃冲压发动机通道的喉道调节转轴8上下移动调节亚燃冲压发动机通道的喉道面积；当马赫数在4～4.5时，火箭发动机通道关闭，只有亚燃冲压发动机处于工作状态，即：火箭发动机通道的喉道调节板4绕着转轴5向上旋转直至火箭发动机通道闭合。