[发明专利]一种串联式组合动力进气道平动式模态转换装置

说明书

技术领域

本发明涉及一种串联式组合动力进气道平动式模态转换装置的设计，属于组合动力进气道模型设计研究领域。

背景技术

国家提出空天一体化的战略，意味着未来空中优势的争夺将逐渐转变成空天优势的争夺。空天飞行器以其独有的作战优势，正受到世界各强国的广泛关注。组合动力推进系统综合了不同推进系统的优势，可满足未来空天飞行器的宽飞行包线的需求。目前常见的组合动力推进系统主要有火箭基组合循环（RBCC）和涡轮基组合循环（TBCC）。其中涡轮基组合循环推进系统具有可重复使用、成本低、安全性高等特点，是未来空天飞行器推进系统重要的选择之一。

TBCC推进系统的按照布局方式可以分为串联式和并联式。其中串联形式采用涡轮发动机在前，冲压发动机在后的布局，具有发动机基线小，重量轻等优点。组合循环发动机工作过程中必然要经历由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作状态（或冲压发动机工作状态向涡轮发动机工作状态）转换的模态转换过程。在发动机模态转换过程中，进气道需要同时向涡轮发动机通道和冲压发动机通道提供所需气流，配合发动机完成动力模式的转换，且在此模态转换过程中需要满足组合发动机的流量和推力保持平稳过渡等要求，是TBCC发动机研制成败的关键技术之一。

日本是世界上开展TBCC发动机研制工作较早的国家之一。1989年日本提出高超声速运输机(Hypersonic Transport HST)计划。试验机型HYPR90-C发动机由双轴不带加力的变循环涡扇发动机和亚燃冲压发动机串联组成。发动机可调部分包括：模态转换阀门、前/后可变面积放气门、高压压气机可调静子叶片、低压涡轮可调导向器和可变面积尾喷管。在起飞状态时，关小低压涡轮导向器以加大涵道比，降低排气噪音；高速飞行时，则加大核心机空气流量，提高单位推力。使用进气道内的分流板选择涡扇工作模式、冲压工作模式或涡扇-冲压同时工作模式。涡扇发动机从起飞直到工作到飞行速度为Ma=3.0；Ma=2.5～3.0时，涡扇和冲压发动机工作转接；Ma=3.0～5.0时冲压发动机工作，涡扇发动机关闭。由于模态转换阀门处于环形截面上，若要实现冲压发动机流道的开启和关闭，则模态转换阀门在运动过程中需要改变面积，其运动规律类似于收敛喷管喉道的扩大/缩小过程。

由于串联式组合动力模态转换阀门的运动规律及其控制机构较为复杂，因此若能采用平动的方式实现模态转换阀门的关闭与开启，则可以简化运动规律及其控制机构。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是针对上述背景技术的不足，提供一种简化模态转换阀门运动规律及其控制机构的平动式模态转换装置。

串联TBCC进气道主要由超声速外压段、亚声速扩压段和涡轮和冲压发动机分流段三部分组成。其中超声速外压段和亚声速扩压段为组合动力进气道前半部分，该部分为涡轮和冲压发动机提供合适的进气条件，涡轮和冲压发动机分流段将气流分成内外两股，引导气流进入涡轮以及冲压发动机。因此涡轮发动机入口通道形状呈圆形，冲压发动机入口通道形状呈环形。在模态转换开始前，气流全部流入涡轮发动机通道。模态转换过程位于冲压发动机通道内的模态转换阀门逐渐开启，引导气流进入冲压发动机通道。

所述模态转换装置为一组合式阀门结构，包括内阀门、外阀门；所述内、外阀门为内径或者外径不相等的环状体，两阀门上设有一可以相互契合的面，并且内、外阀门中至少有一个可前后移动的固定在发动机入口通道中，可移动的阀门上连接一驱动装置，使该可移动阀门在进气道内能够在与另一阀门契合的位置和设定的开度位置之间移动。

其中，内阀门固定设置在涡轮发动机入口通道的外壁面，外阀门可前后移动的固定在冲压发动机的内表面；所述外阀门的外侧面设有凸起，冲压发动机内表面对应位置设有凹槽与外阀门外侧面的凸起相匹配。

进一步的，所述内阀门上各处内径相等，外径沿轴向的两边向中间逐渐变大，截面形成大致为顶角向外的三角形；所述外阀门上各处外径相等，内径沿轴向的两边向中间逐渐变大，截面形成大致为顶角向内的三角形；所述外阀门外侧面的凸起为矩形体角块，在其外侧面均匀设有四个。

本发明提出了新的模态转换阀门设计思路及其平动的运动方式。采用该装置能够实现平动的方式完成模态转换过程，简化了模态转换阀门的运动规律及其控制机构，同时也能满足模态转换过程涡轮发动机流量降低，冲压发动机流量增大的要求。

模态转换阀门采用分段式设计，分为内外两部分，其中内侧部分固定在涡轮发动机通道外壁面，外侧部分通过四个角块固定在冲压发动机通道内壁面且该部分可通过角块进行移动，实现冲压发动机通道的开启和关闭。