一种采用爆震燃烧室的航空发动机及其性能设计方法与流程

本申请属于航空发动机设计，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：

1、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。

2、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。

3、然而，当前设计爆震燃烧室的航空发动机存在以下缺陷：

4、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；

5、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；

6、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。

7、鉴于上述技术缺陷的存在提出本申请。

8、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。

技术实现思路

1、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。

2、本申请的技术方案是：

3、一方面提供一种采用爆震燃烧室的航空发动机，包括：

4、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；

5、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。

6、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。

7、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：

8、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；

9、步骤二、设定风扇涵道比b、风扇增压比π；

10、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；

11、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；

12、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；

13、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；

14、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；

15、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；

16、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；

17、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；

18、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；

19、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；

20、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；

21、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；

22、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；

23、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；

24、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。

技术特征：

1.一种采用爆震燃烧室的航空发动机，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的采用爆震燃烧室的航空发动机，其特征在于，

3.一种采用爆震燃烧室的航空发动机的性能设计方法，其特征在于，包括：

技术总结
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，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，此外，本申请还涉及一种采用爆震燃烧室的航空发动机的性能设计方法。

技术研发人员：王晓东,张彦军,姜海龙
受保护的技术使用者：中国航发沈阳发动机研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/25