BX-21旋转爆震-冲压燃气涡轮变循环发动机概念设计报告

④forlepterweehtend南南液体火箭发动机涡轮发动机亚燃/超燃冲涡轮发动机压发动机十十b|laslator|combuntar|laslator|combuntar“推力陷阱”预冷器需要将4Ma下的来流条件降至3Ma下的来流条件甚至更低，换热管路规模较大，增环系统如何降低能耗，做到高将发动机进气道分为内流路和外流路三级调节叶片控制流路结合内外流道的理念，用环形分布的调节片控制超临界液工作模式1、0-2Ma时，发动机工作在非预冷涡扇模式，此时具有较低油耗，飞机起飞、巡航、作战阶段、降落阶段。2、2-4Ma时，发动机工作在涡喷模式，飞机可处在作战、开启预冷加速3、4-7Ma时，发动机工作在超燃冲压模式，达到最大速度，进入高超音整体结构整体结构术和理念，高的性能量已有的变循环发动机设计概念，结合BX-21性能、使用条件2.一级气流调节板3.风扇前预冷器4.二级气流调节板8.高压压气机预冷涡喷模式气流通过预冷器超燃冲压模式气流进入冲压涵道机前预冷室机室旋转爆震燃烧室旋转爆震燃烧室动机热效率理论上可提高15%。单位推力增加近先进轴流压气机技术先进轴流压气机技术涡轮级间燃烧室涡轮级间燃烧室T主燃烧室涡轮级间燃烧室加力燃烧室采用环形混合器混合流加力，扩压器+稳定器加力燃烧室采用环形混合器混合流加力，扩压器+稳定器一体化设计动方向采用锯齿形喷管降噪技术采用锯齿形喷管降噪技术16时，对噪声第二阶段20世纪60年代末至70年代初02涵道比约为0.6～1.0,总增约为1050～1025℃,推重比第一阶段01第三阶段20世纪70年代中后期至80年代初前温度约为1300~1450℃,推重比约为第四阶段0420世纪90年代至今约为1450～1700℃,推重比对国内外15台2-477否否昌风扇平均级压比发展趋势加力推力的发展趋势据技术现状和未来发展，同根据部件设计水平及部件参数发展趋势，选择根据部件设计水平及部件参数发展趋势，选择部件参数、损失系数和高压转子机械效率/%高压涡轮分配系数/%高压涡轮效率/%在容许范围内，选取尽可能选择主要考虑发动机推力和耗油率。同时分析了材料耐热能力、高速推力性能的约束，进一步结合爆震燃烧的4回8W31,68031,68028.85/K630.421113,50P_e45thTar=役言在中古容空等流以气筑望增RRRR盖88nnerFanFressureRuterFanFressureRaCompr.InterductPress.RHPCompressorPressureRatBypassDuctPressureRatTurb.Interd.Ref.Fress.RBurnerDesignEfficieBurnerPartloedConst0HPSpoolMechanicalEfficieLPSpoolMechanicalEffioBurnerFressureRatTurbineEaitDuctFressRaHotStreamMierFressColdStreamMicerFressRMixedStreamPressureRatDesignMixerMachNum对设计点进行设计点(涡扇)起飞点(涡扇)超声速巡航(涡