一种采用爆震燃烧室的航空发动机及其性能设计方法
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。
发明专利
CN202311220958.7
2023-09-21
CN117418964A
2024-01-19
F02K3/06(2006.01)
中国航发沈阳发动机研究所
王晓东;张彦军;姜海龙
110015 辽宁省沈阳市沈河区万莲路1号
北京航信高科知识产权代理事务所(普通合伙)
郭鹏鹏
辽宁;21
1.一种采用爆震燃烧室的航空发动机，其特征在于，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。 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， 增压级增压后气流压力略大于爆震燃烧室出口气流压力。 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： 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。