本發(fā)明屬于航空航天發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，涉及一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道及進(jìn)氣控制方法。

背景技術(shù)：

隨著高超聲速技術(shù)的快速發(fā)展，臨近空間已經(jīng)成為世界大國競相爭奪的新邊疆，成為國家安全新的戰(zhàn)略制高點(diǎn)，臨近空間高超聲速飛行器逐漸成為各技術(shù)先進(jìn)國家國防建設(shè)的重點(diǎn)關(guān)注方向。臨近空間高超聲速飛行器是以吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)為動(dòng)力，能夠水平起降，在稠密大氣、臨近空間和近地軌道機(jī)動(dòng)飛行的可重復(fù)使用高超聲速飛行器。

多種吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力方案最具工程應(yīng)用前景，但“推力鴻溝”是該方案存在的最大難題。當(dāng)前寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其工作馬赫數(shù)下限為ma4左右，而現(xiàn)有貨架渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限在ma2.5左右，二者難以實(shí)現(xiàn)順利銜接。目前解決“推力鴻溝”的主要手段有：一是采用高速渦輪技術(shù)及噴水預(yù)冷技術(shù)提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限，但高速渦輪技術(shù)難度極高，美國經(jīng)過長期研究仍難突破，而噴水預(yù)冷技術(shù)需負(fù)載大量的水及增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度；二是引入火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彌補(bǔ)推力不足，該方案使得組合發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)更加復(fù)雜，且需多種推進(jìn)劑燃料。

多種吸氣式組合發(fā)動(dòng)機(jī)中，渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)與寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的組合動(dòng)力方案最具工程應(yīng)用前景，但“推力鴻溝”是該方案存在的最大難題。當(dāng)前寬范圍沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)主要采用雙模態(tài)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)，其工作馬赫數(shù)下限為ma4左右，而現(xiàn)有貨架渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限在ma2.5左右，二者難以實(shí)現(xiàn)順利銜接。目前解決“推力鴻溝”的主要手段有：一是采用高速渦輪技術(shù)及噴水預(yù)冷技術(shù)提升渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)上限，但高速渦輪技術(shù)難度極高，美國經(jīng)過長期研究仍難突破，而噴水預(yù)冷技術(shù)需負(fù)載大量的水及增加結(jié)構(gòu)復(fù)雜度；二是引入火箭發(fā)動(dòng)機(jī)彌補(bǔ)推力不足，該方案使得組合發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)更加復(fù)雜，且需多種推進(jìn)劑燃料。

雙燃燒室超燃沖壓發(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)與雙燃燒室超燃沖壓發(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。

現(xiàn)有雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)為軸對(duì)稱構(gòu)型，采用軸對(duì)稱進(jìn)氣道，更適用于軸對(duì)稱布局，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，提供一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道，解決寬范圍非軸對(duì)稱雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣的技術(shù)難題。

本發(fā)明的技術(shù)解決方案：

一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道，所述進(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，所述亞燃通道至少為一個(gè)，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)形成渦流作為進(jìn)氣道流道的氣動(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)后流道喉道高度hth，通過公式(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，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，所述進(jìn)氣道固定型面設(shè)計(jì)如下：設(shè)定進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin～mamax，所述進(jìn)氣道固定型面根據(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)，直至來流馬赫數(shù)為mamax。

本發(fā)明還提供上述一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的進(jìn)氣控制方法，包括以下過程：

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第一馬赫數(shù)時(shí)，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始點(diǎn)火，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態(tài)；

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)，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)。

本發(fā)明的有益效果：

1、采用二元進(jìn)氣道分流道的方式，解決了雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)非軸對(duì)稱構(gòu)型的進(jìn)氣問題，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超燃沖壓發(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、進(jìn)氣道亞聲速燃燒室流道和超聲速燃燒室流道獨(dú)立調(diào)節(jié)，并且進(jìn)氣道對(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)，拓寬雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的工作馬赫數(shù)范圍，無需額外增加調(diào)節(jié)機(jī)構(gòu)。

附圖說明

所包括的附圖用來提供對(duì)本發(fā)明實(shí)施例的進(jìn)一步的理解，其構(gòu)成了說明書的一部分，用于例示本發(fā)明的實(shí)施例，并與文字描述一起來闡釋本發(fā)明的原理。顯而易見地，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)施例提供的雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流道布局示意圖；

圖2為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)方案示意圖；

圖3為本發(fā)明實(shí)施例中雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)流道調(diào)節(jié)參數(shù)說明示意圖。

圖中，a、超燃流道；b、亞燃流道；c、超燃流道；1、外壓縮型面；2、內(nèi)收縮段型面；3、喉道型面；4、擴(kuò)張段型面；5、唇口型面；6、與燃燒室連接型面；7、內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面；8、擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面；9、鉸鏈a；10、鉸鏈b；h7為內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7固定端與唇口型面5垂直高度；h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8固定端與唇口型面5垂直高度；hth為所需調(diào)節(jié)到的喉道高度；θ2為內(nèi)收縮段型面2兩端點(diǎn)連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)；θ4為擴(kuò)張段型面4兩端點(diǎn)連線與喉道型面3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)人員來說顯而易見的，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)施例提供一種雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道，圖1為本發(fā)明實(shí)施例提供的雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道流道布局示意圖；圖2為本發(fā)明實(shí)施例中進(jìn)氣道流道調(diào)節(jié)方案示意圖；圖3出示了流道調(diào)節(jié)參數(shù)說明示意圖。所述進(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b和超燃流道a和c，所述b流道為中間流道，連接亞聲速燃燒室，所述a、c流道分布在b流道兩側(cè)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。

所述a、b、c任意流道設(shè)計(jì)如下：

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1、內(nèi)收縮段型面2、喉道型面3、擴(kuò)張段型面4、唇口型面5以及與燃燒室連接型面6；所述可調(diào)型面包括內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8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a9和b10，所述鉸鏈a9和b10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7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8可分別繞著所述鉸鏈a9和b10按設(shè)計(jì)旋轉(zhuǎn)角度進(jìn)行旋轉(zhuǎn)。

進(jìn)一步的，所述進(jìn)氣道固定型面設(shè)計(jì)如下：設(shè)定進(jìn)氣道工作馬赫數(shù)范圍為mamin～mamax，所述進(jìn)氣道固定型面根據(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)，直至來流馬赫數(shù)為mamax。

通過上述工作過程，使得進(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)過程中，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8的活動(dòng)端距離唇口型面5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7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8旋轉(zhuǎn)后，所述內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7、內(nèi)收縮段型面2、喉道型面3、擴(kuò)張段型面4和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8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)后進(jìn)氣道喉道高度hth，通過公式(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7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8分別緊貼內(nèi)收縮段型面2和擴(kuò)張段型面4，隨著來流馬赫數(shù)的增大，則需要根據(jù)來流馬赫數(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7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8所需旋轉(zhuǎn)的角度，且來流馬赫數(shù)越大，內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8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)來流壓縮作用越強(qiáng)，為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣，利于穩(wěn)定燃燒及發(fā)動(dòng)機(jī)性能提高。另外，必要時(shí)可通過增大內(nèi)收縮段調(diào)節(jié)型面7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8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7的旋轉(zhuǎn)角度θ7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8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7固定端與唇口型面5垂直高度，h8為擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8固定端與唇口型面5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7兩端點(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2兩端點(diǎn)連線與喉道型面3之間的角度(取銳角)，θ4為擴(kuò)張段型面4兩端點(diǎn)連線與喉道型面3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7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8分別與內(nèi)收縮段型面2和擴(kuò)張段型面4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7和擴(kuò)張段調(diào)節(jié)型面8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，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室可采用矩形并聯(lián)方式設(shè)計(jì)。

本發(fā)明的設(shè)計(jì)原理在于：

考慮到組合發(fā)動(dòng)機(jī)以雙燃燒室超然沖壓發(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)，雙燃燒室超然沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)需采用非軸對(duì)稱構(gòu)型，因此針對(duì)雙燃燒室非軸對(duì)稱的構(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，并通過鉸鏈控制其旋轉(zhuǎn)，在旋轉(zhuǎn)的過程中，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)而通過這種方式來縮小進(jìn)氣道喉道面積，增大進(jìn)氣道收縮比，即增大對(duì)來流空氣的壓縮，進(jìn)氣道喉道流通面積越小，對(duì)來流壓縮作用越強(qiáng)，為燃燒室提供滿足要求的壓縮空氣，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)入雙模態(tài)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。

實(shí)施例2

本實(shí)施例提供上述一種雙燃燒室超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的進(jìn)氣控制方法，包括：

當(dāng)飛行馬赫數(shù)到達(dá)第一馬赫數(shù)時(shí)，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始點(diǎn)火，維持總推力滿足飛行器需求，所述亞聲速燃燒室和超聲速燃燒室均為亞燃模態(tài)；

當(dāng)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)開始工作馬赫數(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)。

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