[发明专利]一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法

说明书

本发明公开的一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，该设计方法得到的推力室包括燃烧室壁面、凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面；第一压缩段壁面的型线与第二扩张段壁面的型线均为样条曲线，第二压缩段壁面的型线与第一扩张段壁面的型线为半径相等的圆弧线；凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面之间、第一扩张段壁面之间、第二扩张段壁面之间均平滑相连。该推力室中发动机燃烧室和喷管连续过渡，一体化设计，实现燃烧室和喷管入口参数的深度匹配，有效提升喷管推力性能；有效优化推力室部件的推力分布，消除激波，降低内部流动损失，提高发动机性能。

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，具体是一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法。

背景技术

高超声速飞行器是实现高速突防、2小时全球到达、廉价进入空间的战略性高技术，其发展将改变未来战争形态，是21世纪航空航天技术新的制高点，世界各大国正竞相发展相关技术并对我国国家安全构成新的威胁。超燃冲压发动机作为高超声速吸气式飞行的最佳备选动力装置，已成为各航空航天大国研究的热点。作为超燃冲压发动机的核心部件，超声速燃烧室的性能直接决定着整个发动机研制的成败。由于来流速度高、驻留时间短，超燃冲压发动机通常采用凹腔结构来进行火焰稳定，组织燃烧。燃烧室中的燃烧产生的高温燃气经喷管完成膨胀加速，形成推力。

在目前的超燃冲压发动机设计中，燃烧室与喷管各自单独分段设计，存在流动参数不匹配问题，不利于发动机燃烧效率和推力效率的提升；置于超声速气流中的凹腔是发动机内阻和导致推力损失的重要部件，凹腔内的高压燃烧区直接在后缘壁面上形成与推进方向相反的作用力，后缘壁面上形成的负推力是燃烧室阻力的主要来源。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，通过一体化设计，使得发动机燃烧室与喷管连续过渡，实现燃烧室和喷管入口参数的深度匹配，有效提升喷管推力性能。

为实现上述目的，本发明提供一种低阻高效的超燃冲压发动机推力室，包括沿发动机来流方向依次相连的燃烧室壁面、凹腔前缘壁面、凹腔底壁面、第一压缩段壁面、第二压缩段壁面、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面；

所述第一压缩段壁面的型线与第二扩张段壁面的型线均为样条曲线，所述第二压缩段壁面的型线与第一扩张段壁面的型线为半径相等的圆弧线；

所述凹腔底壁面与第一压缩段壁面之间、第一压缩段壁面与第二压缩段壁面之间、第二压缩段壁面与第一扩张段壁面之间、第一扩张段壁面与第二扩张段壁面之间均为平滑相连。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一压缩段壁面的型线为二阶连续可导的样条曲线，所述第一压缩段壁面的型线一端的一阶导数、二阶导数与凹腔底壁面对应端的一阶导数、二阶导数相等，所述第一压缩段壁面的型线另一端的一阶导数、二阶导数与第二压缩段壁面对应端的一阶导数、二阶导数相等。

作为上述技术方案的进一步改进，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线均为直线，所述凹腔底壁面的型线与燃烧室壁面的型线平行，所述凹腔前缘壁面的型线与凹腔底壁面的型线、燃烧室壁面的型线均垂直相连。

为实现上述目的，本发明还提供一种上述低阻高效的超燃冲压发动机推力室一体化设计方法，包括如下步骤：

步骤1，给定凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长，其中，凹腔的轴向总长为凹腔底壁面、第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度和；

步骤2，基于发动机来流方向的空气参数、燃烧室的入口尺寸、凹腔前缘壁面的深度与凹腔的轴向总长进行数值仿真，并基于数值仿真结果得到凹腔中回流区的长度，即得到凹腔底壁面的轴向长度，并基于凹腔的轴向总长与凹腔底壁面的轴向长度得到第一压缩段壁面与第二压缩段壁面的轴向长度和；