本發(fā)明涉及航空航天，具體為一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機。

背景技術(shù)：

1、高超聲速飛行器是近年來航空航天領(lǐng)域和國防事業(yè)研究的熱點，其中發(fā)動機作為飛行器的動力樞紐，能夠源源不斷輸出功率，一直以來也是各國學者的聚焦核心。而隨著動力系統(tǒng)對于寬速域工作需求的不斷提高，組合循環(huán)動力以其綜合性能高、適應(yīng)范圍廣等優(yōu)勢逐漸成為動力技術(shù)未來發(fā)展的主流，較為典型的由渦輪基組合發(fā)動機(tbcc)、火箭基組合發(fā)動機(rbcc)等，將渦輪或火箭作為地面起動及低速段的動力裝置，當飛行馬赫數(shù)逐漸提高時轉(zhuǎn)換為沖壓發(fā)動機。其中也存在著一些亟需解決的技術(shù)問題，例如沖壓發(fā)動機在馬赫數(shù)3以下點火困難而現(xiàn)有渦輪很難加速超過ma2.5，造成兩種發(fā)動機間的模態(tài)轉(zhuǎn)換存在“速度鴻溝”；火箭發(fā)動機需要自身攜帶氧化劑，油耗大，經(jīng)濟效益低，不適合用于較長時間的低速段加速。因此，拓寬沖壓發(fā)動機的工作范圍特別是在低馬赫數(shù)下的工作能力十分重要。

2、在沖壓發(fā)動機寬馬赫數(shù)范圍工作中，需要進氣道可以穩(wěn)定的為發(fā)動機提供足夠的空氣和壓力。而固定式進氣道對流量捕獲和壓縮能力均存在著一定的限制，無法滿足其要求，也會導致飛機的推進系統(tǒng)性能和穩(wěn)定性大幅度下降。當進氣道具備調(diào)節(jié)能力時，可以根據(jù)飛行工況調(diào)節(jié)喉道面積和壓縮能力，滿足低馬赫數(shù)下壓縮弱，高馬赫數(shù)壓縮強等要求，可以滿足發(fā)動機各個工況的流量需求，為發(fā)動機的寬速域設(shè)計和運行提供一定的基礎(chǔ)。

3、目前沖壓發(fā)動機多采用固定結(jié)構(gòu)噴管，其出口壓力和環(huán)境壓力匹配較為困難，在非設(shè)計點工況會造成較大的能力損失，影響發(fā)動機寬范圍的推力需求。而塞式噴管因其特殊結(jié)構(gòu)可以自動匹配燃氣和環(huán)境壓力，避免氣流分離。

4、因此，基于上述問題，為拓寬沖壓發(fā)動機工作范圍，降低其工作下限，本發(fā)明提出了一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，通過移動中心體的軸向位置，改變進氣道喉道面積和壓縮能力，進一步的采用塞式噴管，匹配燃氣和環(huán)境壓力，保證沖壓發(fā)動機在不同飛行工況下均能穩(wěn)定高效工作。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明意在提供一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，以解決現(xiàn)有技術(shù)沖壓發(fā)動機在低馬赫數(shù)狀態(tài)下的自啟動限制問題，拓寬發(fā)動機工作下限的問題。

2、為了實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，包括殼體，殼體內(nèi)壁適配設(shè)有中心體，中心體一端固定設(shè)有塞體，殼體內(nèi)壁固定設(shè)有若干支撐柱，支撐柱一端固定設(shè)有液壓控制系統(tǒng)；

3、中心體由中心體前錐體、中心體中部、中心體后錐體組成；

4、中心體前錐體和殼體一端組成進氣道，中心體中部與殼體中部組成直隔離段，中心體后錐體與殼體內(nèi)壁組成燃燒室，塞體與殼體另一端形成塞式噴管；

5、中心體表面開設(shè)有導向槽，導向槽與支撐柱相適配。

6、進一步的，中心體為中空結(jié)構(gòu)，液壓控制系統(tǒng)適配安裝在中心體內(nèi)部，液壓控制系統(tǒng)一端與中心體內(nèi)壁一端固定連接。

7、進一步的，塞體前半部分位于殼體內(nèi)，型面為壓縮段，塞體后半部分位于殼體外，型面為擴張段。

8、進一步的，中心體和塞體在液壓控制系統(tǒng)的作用下可實現(xiàn)前后軸向方向的移動，使進氣道、燃燒室、塞式噴管根據(jù)中心體和塞體位置移動進行面積和結(jié)構(gòu)的改變。

9、本技術(shù)方案的有益效果是：

10、(1)整個發(fā)動機采用軸對稱結(jié)構(gòu)設(shè)計，結(jié)構(gòu)設(shè)計簡單，熱應(yīng)力分布均勻，不易變形。

11、(2)液壓控制系統(tǒng)通過支撐柱與殼體內(nèi)壁固定連接，并在中心體上開有導向槽，使液壓控制系統(tǒng)的控制方便中心體基于導向槽進行前后軸向方向的移動，并由于塞體與中心體一端固定連接，使其在液壓控制系統(tǒng)的作用下，中心體和塞體能同時在軸向進行前后移動，從而改變進氣道壓縮比和噴管出口面積，實現(xiàn)進排氣在不同工況下的一體化調(diào)節(jié)。

12、(3)尾噴管區(qū)別于其他沖壓發(fā)動機，采用的為塞式噴管，長度更短，體積更小，并能在海拔高度變化下自動匹配燃氣和環(huán)境壓力，減小推力損失。

13、(4)在低馬赫數(shù)狀態(tài)下，中心體處于較前位置，進氣道內(nèi)收縮比和喉部面積較大，隔離段為等面積結(jié)構(gòu)，燃燒室為收縮結(jié)構(gòu)，塞式噴管流道先收縮后擴張；

14、在高馬赫數(shù)狀態(tài)，中心體向后移動，此時進氣道內(nèi)收縮比增加，燃燒室轉(zhuǎn)變?yōu)榈让娣e結(jié)構(gòu)，塞式噴管流道為擴張結(jié)構(gòu)。

15、(5)通過中心體的前后移動，改變進氣道喉道大小和壓縮比，以保證足夠的流量獲取和壓縮能力，從而實現(xiàn)不同飛行馬赫數(shù)下的燃燒室入口匹配，解決發(fā)動機低馬赫數(shù)的進氣道氣動問題并順利進行模態(tài)轉(zhuǎn)換，同時，采用塞式噴管能夠在不同背壓下自動匹配，實現(xiàn)推力的高度補償，避免氣流分離和向外側(cè)膨脹過度造成的推力損失，中心體和塞體的幾何可調(diào)設(shè)置能夠改變出口和喉部面積，滿足不同飛行工況下的推力需求。

技術(shù)特征：

1.一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，包括殼體(1)，其特征在于：所述殼體(1)內(nèi)壁適配設(shè)有中心體(2)，所述中心體(2)一端固定設(shè)有塞體(3)，所述殼體(1)內(nèi)壁固定設(shè)有若干支撐柱(9)，所述支撐柱(9)一端固定設(shè)有液壓控制系統(tǒng)(4)；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，其特征在于：所述中心體(2)為中空結(jié)構(gòu)，所述液壓控制系統(tǒng)(4)適配安裝在所述中心體(2)內(nèi)部，所述液壓控制系統(tǒng)(4)一端與所述中心體(2)內(nèi)壁一端固定連接。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，其特征在于：所述塞體(3)前半部分位于殼體(1)內(nèi)，型面為壓縮段，所述塞體(3)后半部分位于殼體(1)外，型面為擴張段。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，其特征在于：所述中心體(2)和所述塞體(3)在所述液壓控制系統(tǒng)(4)的作用下實現(xiàn)前后軸向方向的移動，使所述進氣道(5)、所述燃燒室(7)、所述塞式噴管(8)根據(jù)所述中心體(2)和所述塞體(3)位置移動進行面積和結(jié)構(gòu)的改變。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，其特征在于：發(fā)動機整體采用軸對稱設(shè)計。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明屬于航空發(fā)動機領(lǐng)域，公開了一種基于中心體平移的軸對稱變流道寬域沖壓發(fā)動機，包括殼體，殼體內(nèi)壁適配設(shè)有中心體，中心體一端固定設(shè)有塞體，殼體內(nèi)壁固定設(shè)有若干支撐柱，支撐柱一端固定設(shè)有液壓控制系統(tǒng)，中心體由中心體前錐體、中心體中部、中心體后錐體組成，中心體前錐體和殼體一端組成進氣道，中心體中部與殼體中部組成直隔離段，中心體后錐體與殼體內(nèi)壁組成燃燒室，塞體與殼體另一端形成塞式噴管，中心體表面開設(shè)有導向槽，導向槽與支撐柱相適配；本發(fā)明解決了現(xiàn)有技術(shù)沖壓發(fā)動機采用鐘形噴管所帶來的推力損失，根據(jù)燃氣壓力與背壓自動匹配，避免氣流分離等問題，適用于航空航天發(fā)動機。

技術(shù)研發(fā)人員：鮑文,康子怡,王友銀,張軍龍
受保護的技術(shù)使用者：哈爾濱工業(yè)大學
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/10/21