[发明专利]基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法

说明书

技术领域

本发明涉及高超声速飞行器气动/推进一体化布局设计技术领域，尤其指代一种采用TRBCC组合循环推进系统（Turbine and Rocket Based Combined Cycle，涡轮火箭基组合循环推进系统）的高超声速飞行器气动布局方法。

背景技术

高超声速飞行器是未来飞行器的重要研究方向之一。该类飞行器可在稠密大气、临近空间及跨大气层实现高超声速（Ma>5）机动飞行，在情报收集、监视、侦察、运输作战打击等方面具有广阔的应用前景，对于未来的军用及民用都有重大意义。

为实现从低速到高超声速并且能够起降飞行器的宽马赫数飞行，该类飞行器通常采用涡轮基或火箭基组合循环发动机，即TBCC发动机和RBCC发动机。这两种组合循环发动机基于不同的热力循环方式，在总体结构布置上有较大的区别，在巡航阶段（高超声速巡航时）均以超燃冲压发动机为主，但是这两种组合循环发动机都存在一些不足。TBCC发动机虽然具备较好的中、低空性能，但其安装在飞行器上时在跨声速、超声速爬升加速和马赫数大于2.5以后剩余推力比较小，涡轮模态过渡到亚燃模态以及亚燃模态过渡到超燃冲压模态时存在推力不连续性。RBCC发动机相对来讲比冲比较低，完成相同任务时相比TBCC发动机耗油率高和飞行器起飞重量大，多次重复使用时经济性较差，同样在亚燃模态过渡到超燃冲压模态时也存在推力不连续性；但其在工作马赫数范围内具有调节规律简单、推重比较大、适合短时间加速飞行的优点。因此，优越的组合循环发动机不仅要求在中、低空的跨声速阶段、爬升加速阶段拥有较好的加速性能和相对较低的燃油消耗率，其安装在飞行器上还应该具有较大的剩余推力，在模态转换阶段推力也应具有连续性。

发明内容

针对上述现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，以改善现有技术中采用涡轮基或火箭基组合循环发动机应用于飞行器上存在的不足；本发明将涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道以及双模态冲压发动机通道融合到一起，既具备中、低空飞行段的优越性能，安装在飞行器上在跨声速和超声速爬升加速段具备充裕的剩余推力，又保证发动机模态过渡时的连续性；同时火箭引射冲压通道可作为高超声速双模态冲压流道的流量调节通道，体现了对捕获来流的充分利用，消弱了溢流阻力带来的不利影响。

为达到上述目的，本发明公布了一种基于组合动力的高超声速飞行器气动推进一体化布局方法，其中，双模态冲压发动机通道的高超声速进气道、尾喷管分别与飞行器前体、后体一体化设计，以双模态冲压发动机通道为基础，涡轮发动机通道、火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道并联布置，使不同飞行马赫数下三通道依各自工作条件相互协调工作，包括步骤如下：

（1）依据高超声速飞行器总体设计要求，设计出巡航状态下的双模态冲压发动机通道；其中双模态冲压发动机通道的高超声速进气道采用流线追踪法与飞行器前体下表面一体化设计，同时基于一体化的进气道压缩面/前体下表面构造整个密切锥前体乘波面；尾喷管与飞行器后体下表面一体化设计；

（2）依据火箭引射冲压发动机设计点的尺寸参数，并基于上述双模态冲压发动机通道，在双模态冲压发动机通道背部构造火箭引射冲压发动机通道，并且与双模态冲压发动机通道共用进气道入口与尾喷管出口，采用上下并联模式；

（3）将上述并联的双通道布局构造成左右双发模式，并基于二者的位置与内侧空间，构造涡轮发动机通道，与二者左右并联；涡轮发动机通道在侧面共享进气道入口，同时在侧面共享尾喷管出口，拥有独立的通道调节板；依据上述三个发动机通道出口位置布局、尺寸以及工作模态的调节需求，采用二维与三维组合扩张的模式设计尾喷管；火箭引射冲压发动机通道与双模态冲压发动机通道出口并联段采用二维扩张设计，连续线性调节；涡轮发动机通道出口与二者的并联段采用三维扩张设计，独立调节。

优选地，上述的双模态冲压发动机通道包括：高超声速进气道、隔离段、燃烧室及尾喷管。

本发明的有益效果：

本发明采用高超声速飞行器机体与TRBCC推进系统一体化布局，通过推进系统三通道协调工作，解决了单独使用TBCC推进系统跨超声速爬升加速段剩余推力不足的问题和模态转换时推力不连续的问题，也解决了单独使用RBCC推进系统时经济性差和模态转换时推力不连续的问题，同时充分高效率利用了进气道捕获的来流，减小了溢流阻力带来的不利影响，另外进气道预压缩面与机体前体下表面的一体化设计，提高了高超声速飞行时的升阻比。

附图说明