[发明专利]基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统、控制方法

说明书

本发明提供了一种基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统及其控制方法，采用前置式压缩导流叶轮，调节发动机压比，实现发动机在整个包线范围内循环可变、涵道比有效调节，内外涵功率的大幅度调整和重新分配；通过发动机与进气道联合调节设计，使进气道喉道面积比在可接受的效率范围内工作，实现进气流量与主机工作流量匹配，以降低推力损失，提高推进效率。当进气来流速度较低时，压缩导流叶轮用以导流，风扇处于较小压比模态，进气道喉道面积处于较小状态，以有效增大涵道比，降低耗油率；当进气来流速度较高时，压缩导流叶轮作为压气机使用，进气道喉道面积处于较大状态，增加风扇压比，降低涵道比，提高涡轮前燃气温度，提高了单位推力。

技术领域

本发明涉及飞行器动力设计领域，涉及一种超声速飞行器推进系统，尤其涉及一种基于前置式压缩导流叶轮的涡轮喷气推进系统及其控制方法，该新型涡轮喷气推进系统可实现发动机在飞机飞行过程中，能够兼顾超声速状态下具有涡轮喷气发动机或者小涵道比涡轮风扇发动机的大单位推力的特征，以及在亚声速下具有大涵道比涡轮风扇发动机更小的单位推力、低噪声和低耗油率的特性。

背景技术

涡轮喷气发动机的出现，替代了航空活塞式发动机，使飞机飞行性能大幅度提高，人类得以实现超声速飞行，但是涡轮喷气发动机高速下性能优越，低速下经济性差。为了保持涡轮喷气发动机高速状态下较好的性能，并改善其低速状态下的经济性，通过给发动机增加外涵道，人类发明了涡轮风扇发动机。军用超音速战斗机用的涡轮风扇发动机采用小涵道比设计，混合排气，带加力燃烧室，优点是加力比大，亚声巡航经济性好，超声速飞行仍保持了优越性能。而大型运输机/客机用的涡轮风扇发动机，采用大涵道比设计，采用分开排气或混合排气，起飞推力大，巡航经济性好。随着航空发动机技术的进一步发展，军用战斗机新的需求给新一代发动机设计提出了新的要求，除要求具有更高的推重比外，还要求发动机既要具有涡轮喷气发动机高单位推力的特征，以满足超音巡航、格斗机动飞行、跨音速加速等要求；又要具有涡轮风扇发动机亚音巡航时低耗油率的特征，以满足亚音速巡航、待机、空中巡逻等要求。显然，要在某种程度上实现上述相互冲突的循环目标，变循环涡轮风扇发动机无疑是较理想的推进装置，于是人们为了兼顾超声速状态下具有涡轮喷气发动机或者小涵道比涡轮风扇发动机的大单位推力的特征，在亚声速下具有大涵道比涡轮风扇发动机更小的单位推力、低噪声和低耗油率的特性，开始研制变循环涡轮风扇发动机，其主要原理是涵道比可调，实现循环可变，高速飞行状态使用小涵道比模式，低速飞行状态使用大涵道比模式。但是变循环结构复杂，需要调节的可调几何参数量众多，设计难度极大。如美国正在研制的带FLADE风扇的三涵道自适应循环涡轮风扇发动机，在传统变循环涡轮风扇发动机的基础上增加第三涵道，以实现大幅度调节流量，降低溢流阻力，冷却高温部件作用；其第二级FLADE叶片“刺穿”第三涵道的内壁，探入第三涵道，前后各有一圈可调导流片，用于调节第三涵道旁通空气流量，涉及到可调导叶以及其它可调机构协调调节的问题，FLADE叶片“刺穿”后又带来一系列密封性问题；核心机带有核心机驱动风扇，通过调节转速和导叶角度，实现涵道比大范围调节。以上可调几何机构给研制和协同控制、发动机飞行模态控制带来极大的挑战，同时也增加了研制成本和风险。

再者，随着飞行马赫数增加，发动机需要进气道喉道与进口面积比值变小。如果进气道按某一个较高的Ma设计，喉道与进口面积比值相对较小，若以小于设计Ma工作时，喉道面积太小，出现“喉道堵塞”现象，限制了进入进气道的空气流量，进气道前出现了正激波，导致溢流损失很大。为了在性能上降低总压损失、降低溢流阻力和附加阻力等，并简化调节机构，进气道喉道面积必须随飞机飞行状态几何可调，避免出现溢流阻力。

发明内容

(一)本发明所要解决的技术问题：