本發(fā)明屬于航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。

背景技術(shù)：

臨近空間高超聲速飛行任務(wù)、空天飛行任務(wù)等對(duì)具備寬空域、寬速域工作能力的高性能新型動(dòng)力提出了迫切的需求，技術(shù)成熟的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)各有優(yōu)勢(shì)，但都無(wú)法單獨(dú)完成上述任務(wù)。為適應(yīng)該任務(wù)需求，目前可以以上述三種發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)為基礎(chǔ)組成新的熱力循環(huán)方案，從而拓寬工作范圍，于是演變出渦輪沖壓組合(tbcc，turbobasedcombinedcycle)、trijet等組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案。

上述tbcc、trijet組合發(fā)動(dòng)機(jī)仍存在以下缺陷：tbcc受高速渦輪機(jī)技術(shù)制約，無(wú)法實(shí)現(xiàn)與雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的很好接力。近期國(guó)內(nèi)提出擬采用現(xiàn)役渦輪構(gòu)建并聯(lián)tbcc方案，擬通過(guò)引射火箭增推或噴水預(yù)冷等解決接力問(wèn)題，但這樣會(huì)增加系統(tǒng)復(fù)雜性和質(zhì)量代價(jià)。trijet采用通過(guò)引入引射沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，實(shí)現(xiàn)現(xiàn)役渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和雙模態(tài)沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)之間的推力銜接，但由于采用三通道結(jié)構(gòu)，面臨系統(tǒng)復(fù)雜、結(jié)構(gòu)質(zhì)量大等問(wèn)題。

雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)比雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)下限更低，為ma3.3左右，借助可調(diào)進(jìn)氣技術(shù)，其工作馬赫數(shù)下限可進(jìn)一步下拓至ma2.5左右，因此渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合方案更有助于解決“推力鴻溝”難題，基于貨架渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力方案更為可行。然而現(xiàn)有雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為軸對(duì)稱(chēng)構(gòu)型，采用軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道，更適用于軸對(duì)稱(chēng)布局，在流道及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方面難以實(shí)現(xiàn)與渦輪通道并聯(lián)布置且共用進(jìn)氣系統(tǒng)，并且現(xiàn)有技術(shù)采用固定幾何進(jìn)氣道，難以適應(yīng)更寬工作馬赫數(shù)范圍。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)不足，提供一種渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，解決現(xiàn)有渦輪沖壓組合發(fā)動(dòng)機(jī)不能在較低馬赫數(shù)接力等問(wèn)題。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：

渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，包括高速通道和低速通道，所述高速通道和低速通道并聯(lián)設(shè)置，且共用進(jìn)氣道和尾噴管，所述高速通道包括雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，所述低速通道包括渦輪核心機(jī)，所述雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)包括雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室，且所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室采用矩形并聯(lián)布局；

所述沖壓進(jìn)氣道采用二元進(jìn)氣道構(gòu)型，并沿流向由支板分割為亞燃流道和超燃流道，所述亞燃流道至少為一個(gè)且與亞聲速燃燒室相連，所述超燃流道至少為兩個(gè)且均分在亞燃流道兩側(cè)，所述超燃流道分別連接超聲速燃燒室；

所述亞燃和超燃流道結(jié)構(gòu)一致：由固定型面、可調(diào)型面及連接鉸鏈構(gòu)成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面、內(nèi)收縮段型面、喉道型面、擴(kuò)張段型面、唇口型面以及與燃燒室連接型面；所述可調(diào)型面包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面的一端分別固定于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段終點(diǎn)，另一端分別為活動(dòng)端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a和b，所述鉸鏈a和b分別位于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段終點(diǎn)，且所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面可分別繞著所述鉸鏈a和b按設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，在旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)過(guò)程中，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面的活動(dòng)端距離唇口型面的垂直距離始終保持相等。

進(jìn)一步的，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn)后，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面、內(nèi)收縮段型面、喉道型面、擴(kuò)張段型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面圍成一個(gè)凹腔，在凹腔內(nèi)形成渦流作為流道的氣動(dòng)喉道型面，該氣動(dòng)喉道型面對(duì)應(yīng)的喉道高度定義為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道的喉道高度hth，通過(guò)公式(1)得到：

其中，hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度，hc為進(jìn)氣道流道捕獲高度，q(ma)為流量函數(shù)，ma0和math分別為來(lái)流馬赫數(shù)和進(jìn)氣道流道喉道馬赫數(shù)，為流量系數(shù)，σth為流道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)。

進(jìn)一步的，所述旋轉(zhuǎn)角度包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面的旋轉(zhuǎn)角度θ7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面的旋轉(zhuǎn)角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面固定端與唇口型面垂直高度，h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面固定端與唇口型面垂直高度，hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度，l7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面兩端點(diǎn)間距離，l8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面兩端點(diǎn)間距離，θ2為內(nèi)收縮段型面兩端點(diǎn)連線與喉道型面之間的角度(取銳角)，θ4為擴(kuò)張段型面兩端點(diǎn)連線與喉道型面之間的角度(取銳角)。

所述旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為0°時(shí)，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面分別與內(nèi)收縮段型面和擴(kuò)張段型面貼合；

所述旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為最大值時(shí)，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面完全關(guān)閉所述流道。

進(jìn)一步的，所述低速通道和高速通道還共用進(jìn)氣道，所述進(jìn)氣道內(nèi)設(shè)有用于控制所述渦輪核心機(jī)和所述雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣氣流分配的進(jìn)氣分流板。

進(jìn)一步的，在所述高速通道和所述低速通道相交處安有鉸鏈c，所述鉸鏈c控制所述進(jìn)氣分流板在所述低速通道和高速通道之間旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)角度范圍以能完全關(guān)閉高速通道或低速通道的原則來(lái)確定。

進(jìn)一步的，所述低速通道和高速通道還共用尾噴管，所述噴管內(nèi)設(shè)有用于控制所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和所述雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)氣體排出的排氣調(diào)節(jié)擋板。

進(jìn)一步的，所述低速通道末端鄰近氣流出口的一條邊所在位置安有鉸鏈d，所述鉸鏈d控制所述排氣調(diào)節(jié)擋板在所述低速通道和高速通道之間旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，所述分流板和所述排氣調(diào)節(jié)擋板協(xié)調(diào)作用，在所述進(jìn)氣分流板關(guān)閉所述渦輪核心機(jī)的同時(shí)，所述排氣調(diào)節(jié)擋板轉(zhuǎn)到關(guān)閉所述低速通道一側(cè)。

進(jìn)一步的，所述渦輪核心機(jī)可為渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)或串聯(lián)tbcc發(fā)動(dòng)機(jī)。

進(jìn)一步的，所述流道固定型面設(shè)計(jì)如下：設(shè)定雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin～mamax，所述流道固定型面根據(jù)mamax的流量系數(shù)、總壓恢復(fù)等性能指標(biāo)要求以及mamin的起動(dòng)性能需求設(shè)計(jì)而得，此為本領(lǐng)域公知的技術(shù)。

進(jìn)一步的，當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于mamin時(shí)，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求以及流道設(shè)計(jì)的調(diào)節(jié)規(guī)律，所述鉸鏈控制可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)，直至來(lái)流馬赫數(shù)為mamax。

本發(fā)明相對(duì)于現(xiàn)有技術(shù)的特點(diǎn)及優(yōu)勢(shì)：

本發(fā)明提供的渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)，首先對(duì)雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行改進(jìn)，包括燃燒室結(jié)構(gòu)的改變以及燃燒室進(jìn)氣流道的改變，提供一種非軸對(duì)稱(chēng)的雙燃燒室發(fā)動(dòng)機(jī)以及與之配合的流道構(gòu)型，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)了將渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)和雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)很好的整合，利用雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)寬速域的特點(diǎn)，并進(jìn)一步擴(kuò)寬工作馬赫數(shù)范圍，可在較低馬赫數(shù)條件下穩(wěn)定工作且具有高推力性能，實(shí)現(xiàn)其與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)平穩(wěn)接力。

綜上：

1、提供一種非軸對(duì)稱(chēng)的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，采用二元進(jìn)氣道分流道的方式，解決了雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)非軸對(duì)稱(chēng)構(gòu)型的進(jìn)氣問(wèn)題，并能較好應(yīng)用于并聯(lián)式渦輪基組合發(fā)動(dòng)機(jī)方案。

2、采用幾何調(diào)節(jié)和氣動(dòng)調(diào)節(jié)相結(jié)合的調(diào)節(jié)措施較好的解決了雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)寬范圍工作難題，有助于拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)下限，同時(shí)該調(diào)節(jié)方案具有減輕調(diào)節(jié)附加質(zhì)量、降低高溫動(dòng)密封需求等諸多優(yōu)點(diǎn)。

3、亞聲速燃燒室流道和超聲速燃燒室流道獨(dú)立調(diào)節(jié)，并且對(duì)進(jìn)入亞聲速燃燒室的氣流的壓縮程度大于進(jìn)入超聲速燃燒室的氣流，有利于匹配燃燒室的各自需求，便于燃燒組織，提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

4、利用組合發(fā)動(dòng)機(jī)已有的進(jìn)氣調(diào)節(jié)功能實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道調(diào)節(jié)，拓寬雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)范圍，無(wú)需額外增加調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)。

5、共用進(jìn)、排氣系統(tǒng)可有效減輕發(fā)動(dòng)機(jī)質(zhì)量，發(fā)動(dòng)機(jī)平均推重比較高。

附圖說(shuō)明

所包括的附圖用來(lái)提供對(duì)本發(fā)明實(shí)施例的進(jìn)一步的理解，其構(gòu)成了說(shuō)明書(shū)的一部分，用于例示本發(fā)明的實(shí)施例，并與文字描述一起來(lái)闡釋本發(fā)明的原理。顯而易見(jiàn)地，下面描述中的附圖僅僅是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來(lái)講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)的剖面結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例提供的雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖；

圖3為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道流道布局示意圖；

圖4為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)方案示意圖；

圖5為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)參數(shù)說(shuō)明示意圖；

圖6為本發(fā)明實(shí)施例中進(jìn)氣道結(jié)構(gòu)示意圖；

圖7為本發(fā)明實(shí)施例中尾噴管結(jié)構(gòu)示意圖。

圖中，1、進(jìn)氣道；2、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)；3、雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)；4、尾噴管；5、雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道；6、亞聲速燃燒室；7、超聲速燃燒室；6'亞聲速燃燒室凹腔；7'、超聲速燃燒室凹腔；8、進(jìn)氣分流板；9、排氣調(diào)節(jié)擋板；a、超燃流道；b、亞燃流道；c、超燃流道；11、外壓縮型面；12、內(nèi)收縮段型面；13、喉道型面；14、擴(kuò)張段型面；15、唇口型面；16、與燃燒室連接型面；17、內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面；18、擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面；21、鉸鏈a；22、鉸鏈b；23、鉸鏈c；24、鉸鏈d；h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17固定端與唇口型面15垂直高度；h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18固定端與唇口型面15垂直高度；hth為所需調(diào)節(jié)到的喉道高度；hc為進(jìn)氣道流道捕獲高度；θ2為內(nèi)收縮段型面12兩端點(diǎn)連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)；θ4為擴(kuò)張段型面14兩端點(diǎn)連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)。

具體實(shí)施方式

下面將結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。在下面的描述中，出于解釋而非限制性的目的，闡述了具體細(xì)節(jié)，以幫助全面地理解本發(fā)明。然而，對(duì)本領(lǐng)域技術(shù)人員來(lái)說(shuō)顯而易見(jiàn)的，也可以在脫離了這些具體細(xì)節(jié)的其它實(shí)施例中實(shí)踐本發(fā)明。

在此需要說(shuō)明的是，為了避免因不必要的細(xì)節(jié)而模糊了本發(fā)明，在附圖中僅僅示出了與根據(jù)本發(fā)明的方案密切相關(guān)的設(shè)備結(jié)構(gòu)和/或處理步驟，而省略了與本發(fā)明關(guān)系不大的其他細(xì)節(jié)。

實(shí)施例1

本實(shí)施例提供一種渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)。圖1示出了其剖面結(jié)構(gòu)，其結(jié)構(gòu)包括進(jìn)氣道1、渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)2、雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3、和尾噴管4，其中，在進(jìn)氣道1和尾噴管4之間渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)2所在的通道構(gòu)成低速通道，在進(jìn)氣道1和所述尾噴管4之間雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3所在的通道構(gòu)成高速通道。

低速通道和高速通道并聯(lián)在一起，這種并聯(lián)關(guān)系可以是上下并聯(lián)，也可以是左右并聯(lián)，圖1示出了一種低速通道在上、高速通道在下的并聯(lián)方式。

進(jìn)一步的，圖2示出了雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)示意圖，包括雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道5，亞聲速燃燒室6和超聲速燃燒室7，且所述亞聲速燃燒室6和超聲速燃燒室7采用矩形并聯(lián)布局，圖3示出了上述雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道5的具體結(jié)構(gòu)：

所述雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道5采用二元進(jìn)氣道構(gòu)型，并沿流向由支板分割為亞燃流道b和超燃流道a和c，所述b流道為中間流道，其連接亞聲速燃燒室，所述a、c流道分布在b流道兩側(cè)并分別連接超聲速燃燒室。

進(jìn)一步的，按發(fā)動(dòng)機(jī)模塊化布置，上述流道布局還可以是aabaa、ababc、abbc等多種組合形式。

優(yōu)選的，所述亞聲速燃燒室6的中后部設(shè)置有亞聲速燃燒室凹腔6'，所述超聲速燃燒室7的入口處設(shè)置有超聲速燃燒室凹腔7'；

所述亞聲速燃燒室凹腔6'內(nèi)部形成低速回流區(qū)，用于穩(wěn)定火焰，且所述亞聲速燃燒室6形成的富油燃?xì)庖约肮┤氤曀偃紵?的燃油在超聲速燃燒室凹腔7'形成的低速回流區(qū)內(nèi)組織二次燃燒。

所述a、b、c任意流道設(shè)計(jì)如下，具體參見(jiàn)圖4：

所述流道由固定型面、可調(diào)型面及連接鉸鏈構(gòu)成，其中，所述固定型面包括外壓縮型面11、內(nèi)收縮段型面12、喉道型面13、擴(kuò)張段型面14、唇口型面15以及與燃燒室連接型面16；所述可調(diào)型面包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18的一端分別固定于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段終點(diǎn)，另一端分別為活動(dòng)端，所述連接鉸鏈包括鉸鏈a21和b22，所述鉸鏈a21和b22分別位于內(nèi)收縮段起點(diǎn)和擴(kuò)張段段終點(diǎn)，且所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18可分別繞著所述鉸鏈a21和b22按設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，所述流道固定型面設(shè)計(jì)如下：設(shè)定雙燃燒室沖壓進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin～mamax，所述流道固定型面根據(jù)mamax的流量系數(shù)、總壓恢復(fù)等性能指標(biāo)要求以及mamin的起動(dòng)性能需求設(shè)計(jì)而得，此為本領(lǐng)域公知的技術(shù)。

進(jìn)一步的，當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于mamin時(shí)，根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)性能需求以及進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的調(diào)節(jié)規(guī)律，所述鉸鏈控制可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)，直至來(lái)流馬赫數(shù)為mamax。

通過(guò)上述工作過(guò)程，使得雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道在mamin～mamax范圍內(nèi)均能可靠高效工作，為燃燒室提供滿(mǎn)足速度、壓力等要求的壓縮氣流，確保發(fā)動(dòng)機(jī)在mamin～mamax范圍內(nèi)均能正常工作并產(chǎn)生推力性能。

進(jìn)一步的，在旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)過(guò)程中，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18的活動(dòng)端距離唇口型面15的垂直距離始終保持相等。

進(jìn)一步的，參見(jiàn)圖4和5，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18旋轉(zhuǎn)后，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17、內(nèi)收縮段型面12、喉道型面13、擴(kuò)張段型面14和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18圍成一個(gè)凹腔，在凹腔內(nèi)形成渦流作為流道的氣動(dòng)喉道型面，以縮小進(jìn)氣道喉道面積，增大進(jìn)氣道收縮比，進(jìn)而增大對(duì)來(lái)流空氣的壓縮，該氣動(dòng)喉道型面對(duì)應(yīng)的喉道高度定義為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度hth，通過(guò)公式(1)得到：

其中，hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度，hc為進(jìn)氣道流道捕獲高度，q(ma)為流量函數(shù)，ma0和math分別為來(lái)流馬赫數(shù)和流道喉道馬赫數(shù)，為流量系數(shù)，σth為流道喉道總壓恢復(fù)系數(shù)。

進(jìn)一步的，在低馬赫數(shù)設(shè)計(jì)工況時(shí)，例如mamin，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18分別緊貼內(nèi)收縮段型面12和擴(kuò)張段型面14，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，則需要根據(jù)來(lái)流馬赫數(shù)、進(jìn)氣道流量系數(shù)及燃燒室所需求進(jìn)氣道喉道馬赫數(shù)等參數(shù)，按上述公式(1)計(jì)算得到所需調(diào)節(jié)的進(jìn)氣道喉道高度，再按幾何關(guān)系轉(zhuǎn)換為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18所需旋轉(zhuǎn)的角度，且來(lái)流馬赫數(shù)越大，內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18旋轉(zhuǎn)角度越大，形成氣動(dòng)喉道后，進(jìn)氣道喉道流通面積越小，對(duì)來(lái)流壓縮作用越強(qiáng)，為燃燒室提供滿(mǎn)足要求的壓縮空氣，利于穩(wěn)定燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高。另外，必要時(shí)可通過(guò)增大內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18的旋轉(zhuǎn)角度，完全關(guān)閉流道。

上述旋轉(zhuǎn)角度包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17的旋轉(zhuǎn)角度θ7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18的旋轉(zhuǎn)角度θ8，由公式(2)得到；

其中，h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17固定端與唇口型面15垂直高度，h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18固定端與唇口型面15垂直高度，hth為可調(diào)型面旋轉(zhuǎn)后流道喉道高度，l7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17兩端點(diǎn)間距離，l8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8兩端點(diǎn)間距離，θ2為內(nèi)收縮段型面12兩端點(diǎn)連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)，θ4為擴(kuò)張段型面14兩端點(diǎn)連線與喉道型面13之間的角度(取銳角)。

所述旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為0°時(shí)，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18分別與內(nèi)收縮段型面12和擴(kuò)張段型面14貼合；

所述旋轉(zhuǎn)角度旋轉(zhuǎn)角度θ7和θ8為最大值時(shí)，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面17和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面18完全關(guān)閉所述流道，該狀態(tài)根據(jù)特殊任務(wù)需求而定。

進(jìn)一步的，低速通道和高速通道還共用進(jìn)氣道1，進(jìn)氣道1內(nèi)設(shè)有用于控制渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)2和雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3進(jìn)氣氣流分配的進(jìn)氣分流板8，共用進(jìn)氣道有利于減小整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量和體積。

如圖6所示，在高速通道和低速通道相交處安有鉸鏈c23，鉸鏈c23控制進(jìn)氣分流板8在所述雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3和渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)2之間旋轉(zhuǎn)，旋轉(zhuǎn)角度范圍以能完全關(guān)閉高速通道或低速通道的原則來(lái)確定。進(jìn)氣分流板8的形狀、尺寸根據(jù)高速通道或低速通道入口大小、形狀確定。

進(jìn)一步的，低速通道和高速通道還共用尾噴管4，噴管內(nèi)4設(shè)有用于控制渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)2和雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)3氣體排出的排氣調(diào)節(jié)擋板9。

如圖7所示，低速通道末端鄰近氣流出口的一條邊所在位置安有鉸鏈d24，鉸鏈d24控制排氣調(diào)節(jié)擋板9在所述低速通道和高速通道之間旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，進(jìn)氣分流板8和排氣調(diào)節(jié)擋板9協(xié)調(diào)作用，在進(jìn)氣分流板8關(guān)閉所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)2的同時(shí)，所述排氣調(diào)節(jié)擋板9轉(zhuǎn)到關(guān)閉所述低速通道一側(cè)。

進(jìn)一步的，進(jìn)氣分流板8的初始位置處于同時(shí)開(kāi)啟高速通道和低速通道的狀態(tài)，此時(shí)低速通道和高速通道同時(shí)開(kāi)啟，大量空氣進(jìn)入低速通道，少量空氣進(jìn)入高速通道，從而降低高速通道出口附近的阻力。進(jìn)氣分流板8并能夠以鉸鏈為旋轉(zhuǎn)中心向上、向下勻速旋轉(zhuǎn)，最終位置處于關(guān)閉低速通道狀態(tài)。

上述渦輪基雙燃燒室沖壓組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)控制方法包括：

飛行器從地面起飛時(shí)，所述進(jìn)氣分流板處于同時(shí)開(kāi)啟低速通道和高速通道的位置，空氣經(jīng)進(jìn)氣道壓縮后分別進(jìn)入低速通道和高速通道，由進(jìn)氣分流板的位置確定分配給低速通道和高速通道的空氣流量，所述渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)啟動(dòng)工作，高速通道保持通流狀態(tài)，降低進(jìn)氣道和飛行器尾部阻力，排氣調(diào)節(jié)擋板位于尾噴管中間位置，所述沖壓進(jìn)氣道各流道中的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面分別與內(nèi)收縮段型面和擴(kuò)張段型面貼合；

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第一馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣分流板向上移動(dòng)，關(guān)閉低速通道，所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面分別緊貼內(nèi)收縮段型面和擴(kuò)張段型面，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室開(kāi)始點(diǎn)火，維持總推力滿(mǎn)足飛行器需求，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態(tài)；當(dāng)進(jìn)氣分流板轉(zhuǎn)到關(guān)閉低速通道的位置，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)停止工作，排氣調(diào)節(jié)擋板向上轉(zhuǎn)動(dòng)到關(guān)閉低速通道出口，模態(tài)接力完成；

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第二馬赫數(shù)，所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面開(kāi)始進(jìn)行旋轉(zhuǎn)，隨著飛行馬赫數(shù)的增加，控制亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn)，使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均處于亞燃模態(tài)；

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第三馬赫數(shù)，超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面停止旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，超聲速燃燒室逐漸由亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)轉(zhuǎn)變；

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第四馬赫數(shù)，超聲速燃燒室處于超燃模態(tài)，完成模態(tài)轉(zhuǎn)變，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面仍停止，未旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)；

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第五馬赫數(shù)，超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面開(kāi)始旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)，隨著飛行馬赫數(shù)的增大，使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài)；

當(dāng)飛行馬赫數(shù)達(dá)到第六馬赫數(shù)，此為發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作馬赫數(shù)，所述亞燃流道和超燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面均停止旋轉(zhuǎn)調(diào)節(jié)，所示亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài)，超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài)；

所述第二馬赫數(shù)和第六馬赫數(shù)之間，控制亞燃流道的內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面旋轉(zhuǎn)，使得所述亞聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài)。

所述使得所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室始終處于亞燃模態(tài)是指使得所述亞燃流道和超燃流道對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)后的喉道馬赫數(shù)始終處于1.2～1.5范圍中；

所述使得所述超聲速燃燒室始終處于超燃模態(tài)是指使得所述超燃流道對(duì)應(yīng)的旋轉(zhuǎn)后的喉道馬赫數(shù)始終處于飛行馬赫數(shù)的9/20～11/20的范圍中；

所述第一馬赫數(shù)為mamin；為沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)開(kāi)始工作馬赫數(shù)，也是接力馬赫數(shù)，其對(duì)應(yīng)的流道的喉道馬赫數(shù)為ma-th1；

所述第二馬赫數(shù)為ma-2，其對(duì)應(yīng)喉道馬赫數(shù)ma-th2，所述ma-th2大于閾值maδ1，所述maδ1優(yōu)選范圍為1.2～1.5；

所述第三馬赫數(shù)為ma-3，所述第四馬赫數(shù)為ma-4，ma-3和ma-4且之間實(shí)現(xiàn)超聲速燃燒室由亞燃模態(tài)向超燃模態(tài)的轉(zhuǎn)變，且所述第三馬赫數(shù)根據(jù)其對(duì)應(yīng)的喉道馬赫數(shù)ma-th3、第四馬赫數(shù)ma-4和其對(duì)應(yīng)喉道馬赫數(shù)ma-th4來(lái)確定；具體的，根據(jù)第四馬赫數(shù)ma-4和喉道馬赫數(shù)ma-th4可以由公式(1)和(2)得出旋轉(zhuǎn)角度，由旋轉(zhuǎn)角度和ma-th3可以得出ma-3；

所述第四馬赫數(shù)ma-4優(yōu)選范圍為5.5-6，其對(duì)應(yīng)的喉道馬赫數(shù)ma-th4為9/20～11/20ma-4；

所述第五馬赫數(shù)為ma-5，其對(duì)應(yīng)喉道馬赫數(shù)ma-th5，所述ma-th5大于閾值maδ2，所述maδ2為11/20ma-5；

所述第六馬赫數(shù)為mamax，沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)最大工作馬赫數(shù)。

進(jìn)一步的，上述方法中，飛行器從地面起飛時(shí)，進(jìn)氣分流板和排氣調(diào)節(jié)擋板處于關(guān)閉高速通道位置，當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第一馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣分流向上移動(dòng)，關(guān)閉低速通道；

進(jìn)一步的，任務(wù)結(jié)束，飛行器無(wú)動(dòng)力下滑時(shí)，亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室停止工作，當(dāng)飛行馬赫數(shù)下降到第一馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣分流板及排氣調(diào)節(jié)擋板向下轉(zhuǎn)動(dòng)，重新開(kāi)啟低速通道，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火，為飛行器低速巡航及水平著陸提供動(dòng)力；

進(jìn)一步的，上述方法中，低速通道也可不完全關(guān)閉，保留合適的空氣流量來(lái)驅(qū)動(dòng)渦輪發(fā)電，為飛行器提供電能，以滿(mǎn)足或部分滿(mǎn)足飛行器用電需求。

本發(fā)明的設(shè)計(jì)原理在于：

考慮到組合發(fā)動(dòng)機(jī)以雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)與渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)并聯(lián)布置，共用進(jìn)排氣系統(tǒng)，同時(shí)需與升力體或乘波體飛行器一體化設(shè)計(jì)，雙燃燒室沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)需采用非軸對(duì)稱(chēng)構(gòu)型，因此針對(duì)非軸對(duì)稱(chēng)的雙燃燒室構(gòu)型，本發(fā)明分別設(shè)計(jì)相應(yīng)的進(jìn)氣流道，并針對(duì)各流道進(jìn)行設(shè)計(jì)，增加內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面，并通過(guò)鉸鏈控制其旋轉(zhuǎn)，在旋轉(zhuǎn)的過(guò)程中，內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面、內(nèi)收縮段型面、喉道型面、擴(kuò)張段型面和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面會(huì)圍成一個(gè)凹腔，在凹腔內(nèi)形成渦流將作為進(jìn)氣流道的氣動(dòng)喉道型面，通過(guò)合理設(shè)計(jì)內(nèi)收縮段型面、擴(kuò)張段型面以及喉道型面的長(zhǎng)度，并分別使得內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面與內(nèi)收縮段型面一致，擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面與擴(kuò)張段型面長(zhǎng)度一致，從而使得內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面活動(dòng)端和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面與活動(dòng)端沿流向的距離小于渦流的特征尺度，所述特征尺度通過(guò)cfd計(jì)算獲得，進(jìn)而在凹腔內(nèi)形成穩(wěn)定的渦流；此外，根據(jù)旋轉(zhuǎn)角度的大小，將得到不同的氣動(dòng)喉道型面，進(jìn)而通過(guò)這種方式來(lái)縮小進(jìn)氣道喉道面積，增大進(jìn)氣道收縮比，即增大對(duì)來(lái)流空氣的壓縮，進(jìn)氣道喉道流通面積越小，對(duì)來(lái)流壓縮作用越強(qiáng)，為燃燒室提供滿(mǎn)足要求的壓縮空氣，利于穩(wěn)定燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高。通過(guò)上述調(diào)節(jié)，使得進(jìn)氣道對(duì)進(jìn)入亞聲速燃燒室的氣流提供較大壓縮，經(jīng)一系列波系后以亞聲速進(jìn)入亞聲速燃燒室組織燃燒，對(duì)進(jìn)入超聲速燃燒室的氣流提供較小壓縮，氣流以超聲速進(jìn)入超聲速燃燒室實(shí)現(xiàn)寬范圍雙模態(tài)燃燒，以此拓寬發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍、提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能。

如上針對(duì)一種實(shí)施例描述和/或示出的特征可以以相同或類(lèi)似的方式在一個(gè)或更多個(gè)其它實(shí)施例中使用，和/或與其它實(shí)施例中的特征相結(jié)合或替代其它實(shí)施例中的特征使用。

應(yīng)該強(qiáng)調(diào)，術(shù)語(yǔ)“包括/包含”在本文使用時(shí)指特征、整件、步驟或組件的存在，但并不排除一個(gè)或更多個(gè)其它特征、整件、步驟、組件或其組合的存在或附加。

本發(fā)明以上的組合發(fā)動(dòng)機(jī)由硬件結(jié)合軟件實(shí)現(xiàn)。本發(fā)明涉及這樣的計(jì)算機(jī)可讀程序，當(dāng)該程序被邏輯部件所執(zhí)行時(shí)，能夠使該邏輯部件實(shí)現(xiàn)上文所述的裝置或構(gòu)成部件，或使該邏輯部件實(shí)現(xiàn)上文所述的各種方法或步驟。本發(fā)明還涉及用于存儲(chǔ)以上程序的存儲(chǔ)介質(zhì)，如硬盤(pán)、磁盤(pán)、光盤(pán)、dvd、flash存儲(chǔ)器等。

這些實(shí)施例的許多特征和優(yōu)點(diǎn)根據(jù)該詳細(xì)描述是清楚的，因此所附權(quán)利要求旨在覆蓋這些實(shí)施例的落入其真實(shí)精神和范圍內(nèi)的所有這些特征和優(yōu)點(diǎn)。此外，由于本領(lǐng)域的技術(shù)人員容易想到很多修改和改變，因此不是要將本發(fā)明的實(shí)施例限于所例示和描述的精確結(jié)構(gòu)和操作，而是可以涵蓋落入其范圍內(nèi)的所有合適修改和等同物。

本發(fā)明未詳細(xì)說(shuō)明部分為本領(lǐng)域技術(shù)人員公知技術(shù)。