一种采用爆震燃烧室的航空发动机及其性能设计方法

技术领域

本申请属于航空发动机设计技术领域，具体涉及一种采用爆震燃烧室的航空发动机及其性能设计方法。

背景技术

随着航空发动机技术的发展，基于等压燃烧循环的涡轮风扇发动机技术已经非常成熟，涡轮风扇发动机的气动性能和结构性能逐渐逼近极限，只有寻求新的循环或燃烧方式，才能够在性能上取得显著突破。

在航空发动机主燃烧室引入爆震燃烧，采用爆震燃烧室，能够显著提高航空发动机的循环效率，基于爆震燃烧的自增压特性，可减少压气机级数及其压比，降低主燃烧室进口温度，主燃烧室中可加入更多热量，且由于压气机压比降低，涡轮需要从高温燃气中提取的能量也随之降低，节约的燃气能量可以通过喷管膨胀后高速排出产生更多的推力，提高航空发动机的推力，以及降低耗油率。

然而，当前设计爆震燃烧室的航空发动机存在以下缺陷：

1)高压涡轮的冷却气来自压气机，爆震燃烧室位于压气机之后，处在高压涡轮之前，由于爆震燃烧的自增压特性，导致爆震燃烧室出口气流压力高于高压涡轮的冷却气的压力，难以对高压涡轮进行有效冷却；

2)爆震燃烧是超音速燃烧，爆震燃烧室出口气流为马赫数大于1的超音速气流，且气流状态为非定常状态，该非定常的超音速气流会直接冲击其后的高压涡轮，通常会导致高压涡轮效率剧烈下降；

3)整体缺少可靠的性能设计方法，进行设计时，仍采用现有航空发动机性能计算流程，致使航空发动机参数匹配误差较大。

鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

需注意的是，以上背景技术内容的公开仅用于辅助理解本发明的发明构思及技术方案，其并不必然属于本申请的现有技术，在没有明确的证据表明上述内容在本申请的申请日已经公开的情况下，上述背景技术不应当用于评价本申请的新颖性和创造性。

发明内容

本申请的目的是提供一种采用爆震燃烧室的航空发动机及其性能设计方法，以克服或减轻已知存在的至少一方面的技术缺陷。

本申请的技术方案是：

一方面提供一种采用爆震燃烧室的航空发动机，包括：

在压气机后增设增压级，增压级位于爆震燃烧室内侧，与爆震燃烧室并联，增压级增压后气流压力与爆震燃烧室出口气流压力相当，自增压级后利用管路引气对高压涡轮进行冷却；

在爆震燃烧室、增压级之后增设前混合室，前混合室位于高压涡轮之前，自爆震燃烧室、增压级流出的气流进入前混合室发生掺混，将爆震燃烧室出口气流处理成近似稳态、定常状态。

根据本申请的至少一个实施例，上述的采用爆震燃烧室的航空发动机中，增压级增压后气流压力略大于爆震燃烧室出口气流压力。

另一方面提供一种采用爆震燃烧室的航空发动机的性能设计方法，包括：

步骤一、设定飞行条件，包括远方大气压力P0、远方大气温度T0、远方大气速度Ma、远方大气高度H；

步骤二、设定风扇涵道比B、风扇增压比π；

步骤三、基于P0、T0、Ma、H、B、π，计算得到风扇外涵出口压力P22、风扇外涵出口温度T22、风扇内涵出口压力P2.5、风扇内涵出口温度T2.5；

步骤四、基于P2.5、T2.5，计算得到压气机出口压力P3、压气机出口温度T3；

步骤五、设定爆震燃烧室油气比far，基于P3、T3，计算得到爆震燃烧室出口压力P3.5Ⅱ、爆震燃烧室出口温度T3.5Ⅱ；

步骤六、设定增压级的增压比π，基于P3、T3，计算得到增压级出口压力P3.5、增压级出口温度T3.5；

步骤七、判断P3.5Ⅱ和P3.5数值是否相等，若否，则返回步骤六，重新设定π，若是，则进行步骤八；

步骤八、基于P3.5Ⅱ、T3.5Ⅱ、P3.5、T3.5，计算得到前混合室出口压力P4、前混合室出口温度T4；

步骤九、判断T4和高压涡轮前总温设计值T4des是否相等，若否，则返回步骤五，重新设定far，若是，则进行步骤十；

步骤十、基于P4、T4，计算得到高压涡轮出口压力P4.5、高压涡轮出口温度T4.5；

步骤十一、基于P4.5、T4.5，计算得到低压涡轮出口压力P5、低压涡轮出口温度T5；

步骤十二、基于P22、T22，计算得到发动机外涵出口压力P5Ⅱ、发动机外涵出口温度T5Ⅱ；

步骤十三、判断P5Ⅱ和P5是否相等，若否，则返回步骤二，重新设定B和/或π，若是，则进行步骤十四；

步骤十四、基于P5Ⅱ、T5Ⅱ、P5、T5，计算得到后混合室出口压力P6、后混合室出口温度T6；

步骤十五、基于P6、T6，计算得到加力燃烧室出口压力P7、加力燃烧室出口温度T7；

步骤十六、基于P7、T7，计算得到喷管出口压力P9、喷管出口温度T9；

步骤十七、基于计算所得参数，计算得到航空发动机推力Fn、耗油率sfc。

附图说明

图1是本申请实施例提供的采用爆震燃烧室的航空发动机的示意图；

图2是本申请实施例提供的采用爆震燃烧室的航空发动机性能设计方法的示意图。

为了更好说明本实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸，此外，附图仅用于示例性说明，不能理解为对本申请的限制。

具体实施方式

为使本申请的技术方案及其优点更加清楚，下面将结合附图对本申请的技术方案作进一步清楚、完整的详细描述，可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅是本申请的部分实施例，其仅用于解释本申请，而非对本申请的限定。需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本申请相关的部分，其他相关部分可参考通常设计，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的技术特征可以相互组合以得到新的实施例。

此外，除非另有定义，本申请描述中所使用的技术术语或者科学术语应当为本申请所属领域内一般技术人员所理解的通常含义。本申请描述中所使用的“上”、“下”、“左”、“右”、“中心”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等表示方位的词语仅用以表示相对的方向或者位置关系，而非暗示装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，当被描述对象的绝对位置发生改变后，其相对位置关系也可能发生相应的改变，因此不能理解为对本申请的限制。本申请描述中所使用的“第一”、“第二”、“第三”以及类似用语，仅用于描述目的，用以区分不同的组成部分，而不能够将其理解为指示或暗示相对重要性。本申请描述中所使用的“一个”、“一”或者“该”等类似词语，不应理解为对数量的绝对限制，而应理解为存在至少一个。本申请描述中所使用的“包括”或者“包含”等类似词语意指出现在该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件。

此外，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，在本申请的描述中使用的“安装”、“相连”、“连接”等类似词语应做广义理解，例如，连接可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，还可以是两个元件内部的连通，领域内技术人员可根据具体情况理解其在本申请中的具体含义。

下面结合附图1至图2对本申请做进一步详细说明。

针对采用爆震燃烧室的航空发动机，爆震燃烧室出口截面压力高于高压涡轮的冷却气的压力，难以对高压涡轮进行有效冷却的问题，本申请提供的采用爆震燃烧室的航空发动机，在压气机后增设同轴的增压级，增压级位于爆震燃烧室内侧，与爆震燃烧室并联，压气机后气流分为两部分，一部分进入爆震燃烧室进行燃烧，另一部分进入增压级进行增压，可设计增压级增压后气流压力与爆震燃烧室出口气流压力相当，自增压级后利用管路引气对高压涡轮进行冷却，以此可实现对高压涡轮的有效冷却，压气机后两部分气流的分配比，可由涡轮冷却的实际需求进行确定。

针对采用爆震燃烧室的航空发动机，爆震燃烧室出口非定常超音速气流直接冲击高压涡轮，导致高压涡轮效率剧烈下降的问题，本申请提供的采用爆震燃烧室的航空发动机，在爆震燃烧室、增压级之后增设前混合室，前混合室位于高压涡轮之前，自爆震燃烧室、增压级流出的气流进入前混合室发生掺混，以此，可将爆震燃烧室出口气流处理成近似稳态、定常状态，以此能够降低对高压涡轮效率的不利影响，并由前混合室进口压力平衡原则确定增压级的压比，为保证高压涡轮冷却气压力，可设计增压级出口气流压力略大于爆震燃烧室出口气流压力，具体可大0.01MPa。

本申请提供的采用爆震燃烧室的航空发动机，在保持航空发动机主要构型不发生较大变化的情形下，在压气机后于爆震燃烧室内增设增压级，为高压涡轮提供冷却气，保证对高压涡轮的有效冷却，以及在爆震燃烧室、增压级之后于高压涡轮前增设前混合室，利用前混合室进行整流，保证高压涡轮的效率。

上述采用采用爆震燃烧室的航空发动机中，为将位于低压涡轮、外涵道后，于加力燃烧室之前的混合室，与前混合室进行区分，将其称为后混合室。

上述采用采用爆震燃烧室的航空发动机，主要是对其整体构型的设计，各个部件间的连接及其配合，可参照现有的工艺进行设计，再次不再进行细致的说明。

图1中采用爆震燃烧室的航空发动机的示意图，各处于标号表示性能设计的截面，具体含义如下表：

为解决当前采用爆震燃烧室的航空发动机整体缺少可靠的性能设计方法，致使航空发动机参数匹配误差较大的问题，本申请提供一种采用爆震燃烧室的航空发动机性能设计方法，具体包括以下步骤。

步骤一、设定飞行条件，包括远方大气压力P0、远方大气温度T0、远方大气速度Ma、远方大气高度H。

步骤二、设定风扇涵道比B、风扇增压比π。

步骤三、基于P0、T0、Ma、H、B、π，以风扇计算模块，计算得到风扇外涵出口压力P22、风扇外涵出口温度T22、风扇内涵出口压力P2.5、风扇内涵出口温度T2.5。

步骤四、基于P2.5、T2.5，以压气机计算模块，计算得到压气机出口压力P3、压气机出口温度T3。

步骤五、设定爆震燃烧室油气比far，基于P3、T3，以爆震燃烧室计算模块，计算得到爆震燃烧室出口压力P3.5Ⅱ、爆震燃烧室出口温度T3.5Ⅱ。

步骤六、设定增压级的增压比π，基于P3、T3，以增压级计算模块，计算得到增压级出口压力P3.5、增压级出口温度T3.5。

步骤七、判断P3.5Ⅱ和P3.5数值是否相等，若否，则返回步骤六，重新设定π，若是，则进行步骤八。

步骤八、基于P3.5Ⅱ、T3.5Ⅱ、P3.5、T3.5，以前混合室计算模块，计算得到前混合室出口压力P4、前混合室出口温度T4。

步骤九、判断T4和高压涡轮前总温设计值T4des是否相等，若否，则返回步骤五，重新设定far，若是，则进行步骤十。

步骤十、基于P4、T4，以高压涡轮计算模块，计算得到高压涡轮出口压力P4.5、高压涡轮出口温度T4.5。

步骤十一、基于P4.5、T4.5，以低压涡轮计算模块，计算得到低压涡轮出口压力P5、低压涡轮出口温度T5；

步骤十二、基于P22、T22，以外涵计算模块，计算得到发动机外涵出口压力P5Ⅱ、发动机外涵出口温度T5Ⅱ。

步骤十三、判断P5Ⅱ和P5是否相等，若否，则返回步骤二，重新设定B和/或π，若是，则进行步骤十四。

步骤十四、基于P5Ⅱ、T5Ⅱ、P5、T5，以后混合室计算模块，计算得到后混合室出口压力P6、后混合室出口温度T6。

步骤十五、基于P6、T6，以加力燃烧室计算模块，计算得到加力燃烧室出口压力P7、加力燃烧室出口温度T7。

步骤十六、基于P7、T7，以喷管计算模块，计算得到喷管出口压力P9、喷管出口温度T9。

步骤十七、基于P9、T9及其计算所得参数，以航空发动机性能计算模块，计算得到航空发动机推力Fn、耗油率sfc。

上述公开的采用爆震燃烧室的航空发动机性能设计方法，设计利用航空发动机各个部件的计算模块，对各个部件进行单独计算，通过简单的迭代，快速的计算得到航空发动机推力Fn、耗油率sfc，便捷、高效。

说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

至此，已经结合附图所示的优选实施方式描述了本申请的技术方案，领域内技术人员应该理解的是，本申请的保护范围显然不局限于这些具体实施方式，在不偏离本申请的原理的前提下，本领域技术人员可以对相关技术特征作出等同的更改或替换，这些更改或替换之后的技术方案都将落入本申请的保护范围之内。