CN106150757A - 一种双通道变几何火箭基组合循环发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种双通道变几何火箭基组合循环发动机,采用双通道结构，通过分区燃烧的模式实现宽飞行范围的良好工作；低速飞行状态下双通道同时工作，完成引射模态和亚燃模态低速段的工作；高速飞行状态下，转换为高速通道单独工作，完成亚燃模态高速段和超燃模态的工作。采用顶压板绕转轴旋转的变几何方式，实现低速飞行状态小收缩比、高速飞行状态大收缩比的调节，满足发动机宽范围内不同飞行马赫数下的空气捕获及气流压缩需求。采用二元混压式进气道，顶压板与进气道侧板粘合度好，机械动密封易实现，适于工程应用；满足飞行器不同工作模态的动力需求。顶压板和转换板分别连接双支点结构的转轴，结构刚性好，高温密封易实现。

Description

一种双通道变几何火箭基组合循环发动机
技术领域
本发明涉及吸气式组合冲压发动机领域，具体地说，涉及一种双通道变几何火箭基组合循环发动机。
背景技术
火箭基组合循环RBCC(Rocket-Based Combined Cycle)发动机将高推重比的火箭发动机以及高比冲的吸气式冲压发动机有机集成于同一流道内，可兼容引射、亚燃、超燃以及纯火箭模态，实现宽速域和大空域的高性能工作。如何保证同一台发动机在如此宽的马赫数范围内实现各个模态的良好工作，以及不同模态间的平稳过渡，是决定火箭基组合循环发动机能否成功的关键。而火箭基组合循环发动机采用的构型和工作方式又起到决定性的作用。尤其是如何保证火箭基组合循环发动机进气道满足不同飞行状态下的性能需求，同时保证进气道与火箭的良好匹配工作是研究中的关键技术。
目前，常用的火箭基组合循环发动机结构方案为“可变几何进气道+中置/侧置火箭+固定几何燃烧室+可变几何尾喷管”。通常，为方便飞行器/发动机一体化，二元火箭基组合循环进气道常采用升降喉部高度实现收缩比的调节，同时配合流动控制技术或附面层吸除等变几何方案，如“内置中心支板的火箭基组合循环变几何二元进气道设计与数值模拟”(《固体火箭技术》，第37卷第2期，2014年，184-191页)；侧压式火箭基组合循环进气道常用的变几何方案则为升降顶压板以实现收缩比的调节，如“The Strutjet Engine:TheOverlooked Option for Space Launch”(美国航空航天学会AIAA，95-3124，1995年)。这两种进气道变几何方式均可实现火箭基组合循环进气道不同状态下压缩比的调节，但也存在一定不足:
(1)二元进气道采用升降喉部的变几何方式，其与燃烧室之间必然存在一段随动段，这既会带来严重的高温动密封问题，也会限制火箭发动机的布局，进气道与火箭之间匹配性较差；
(2)进气道中采用附面层吸除的流动控制手段，必然配置附加的辅助装置，既会给飞行器带来冗余质量，也会带来额外的阻力；
(3)侧压式进气道采用升降顶压板的变几何方式，会导致顶压板和侧压板以及支板之间几何匹配困难，出现严重的机械密封问题。
发明内容
为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种双通道变几何火箭基组合循环发动机。
本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括进气道、高速通道、低速通道、内置火箭、燃烧室、尾喷管、燃烧增强装置、顶压板、转换板、第一转轴、第二转轴、第一作动机构、第二作动机构，所述进气道为高速通道与低速通道组成的双通道结构，低速通道位于高速通道的上面，进气道上壁面前部安装有顶压板，顶压板一端与机身通过第一转轴连接，另一端上部与第一作动机构连接，第一作动机构安装在机身上；进气道上壁面后部安装有转换板，转换板一端与机身通过第二转轴连接，另一端上部与第二作动机构连接，第二作动机构安装在机身上；低速通道在顶压板与转换板分别旋转至与低速通道的下壁面接触时闭合；高速通道与低速通道上壁面前后部位分别安装有内置火箭,其中后部内置火箭位于尾喷管前端，燃烧室位于高速通道内，燃烧室内设置有燃烧增强装置。
所述燃烧室为矩形或者圆形结构；所述尾喷管为单侧膨胀喷管。
所述燃烧增强装置为燃料支板或者凹腔的一种，或者燃料支板与凹腔组合形式。
所述内置火箭为多个。
有益效果
本发明提出的一种双通道变几何火箭基组合循环发动机,采用双通道的结构，通过分区燃烧的模式实现宽飞行范围的良好工作，低速飞行状态下双通道同时工作，完成引射模态和亚燃模态低速段的工作；高速飞行状态下，转换为高速通道单独工作，完成亚燃模态高速段和超燃模态的工作；采用顶压板绕第一旋转轴小幅度旋转的变几何方式，实现低速飞行状态小收缩比、高速飞行状态大收缩比的调节，满足火箭基组合循环发动机宽范围内不同飞行马赫数下的空气捕获以及气流压缩需求；变几何进气道采用二元混压式结构的进气道，顶压板与进气道侧板粘合度较好，变几何动作过程中二者之间的机械动密封较易实现，避免额外的附面层吸除等气动控制手段的使用，适合于实际工程应用；通过合理的火箭构型设计以及工作参数分配，形成灵活多样的燃烧组织方式，有效地满足飞行器不同工作模态的动力需求；顶压板和转换板分别连接一个双支点结构的旋转轴，结构刚性好，高温密封较易实现。
附图说明
下面结合附图和实施方式对本发明一种双通道变几何火箭基组合循环发动机作进一步详细说明。
图1为双通道变几何火箭基组合循环发动机结构示意图。
图2为双通道变几何火箭基组合循环发动机在0～3马赫区间工作示意图。
图3为双通道变几何火箭基组合循环发动机在3～4马赫区间工作示意图。
图4为双通道变几何火箭基组合循环发动机在4～7马赫区间工作示意图。
图5为本发明组合循环发动机在不同马赫数下的性能变化曲线。
图中:
1.进气道 2.高速通道 3.低速通道 4.内置火箭 5.燃烧室 6.尾喷管7.燃烧增强装置 8.顶压板 9.转换板 10.第一转轴 11.第二转轴 12.第一作动机构13.第二作动机构
具体实施方式
本实施例是一种双通道变几何火箭基组合循环发动机。
参阅图1～图5，本实施例双通道变几何火箭基组合循环发动机的进气道1为双通道结构，由高速通道2与低速通道3组成，低速通道3位于高速通道2上面。当发动机在低速飞行状态下时，高速通道2和低速通道3同时工作，在双通道汇合处的后端区域组织高压燃烧；当发动机在高速飞行状态下时，低速通道3闭合，高速通道2正常工作，在高速通道的燃烧室5内组织高压燃烧。其中，尾喷管6作为高速通道2的一部分，能起到气流膨胀加速的作用。进气道上壁面前部安装有顶压板8，顶压板8一端与机身通过第一转轴10连接，顶压板8另一端上部与第一作动机构12连接，第一作动机构12安装在机身上。进气道上壁面后部安装有转换板9，转换板9一端与机身通过第二转轴11连接，转换板9另一端上部与第二作动机构13连接，第二作动机构13安装在机身上。顶压板8和转换板9在低速飞行状态下均贴附在低速通道3的上壁面，此时，低速通道3完全导通；当顶压板8的压缩面绕第一转轴10旋转一角度，转换板9绕第二转轴11旋转一角度时，顶压板8和转换板9均未与低速通道3的下壁面接触，此时，低速通道部分导通；当顶压板8的压缩面继续绕第一转轴10旋转,且转换板9绕第二转轴旋转时，顶压板8和转换板9均与低速通道3的下壁面接触，此时，低速通道3闭合。顶压板8和转换板9的旋转动力来源于作动机构，顶压板在第一作动机构12的动作下实现顺时针转动，转换板在第二作动机构13的动作下实现逆时针转动。第一作动机构12与第二作动机构13分别采用液压装置或电机为驱动力。
高速通道2与低速通道3内上壁面前后部位分别安装有内置火箭4，其中，后部内置火箭4安装在尾喷管6前端；内置火箭4的数量或为一个，或为多个；内置火箭在发动机流道内的不同位置多级布置，内置火箭的安装方式为中置，或者为侧置。
燃烧增强装置根据分区燃烧的需求布设在燃烧室内,燃烧增强装置为燃料支板、或凹腔、或台阶中的一种。燃烧室的形状为矩形或圆形。尾喷管为单侧膨胀喷管。
实施例
本实施例中，进气道1设置在火箭基组合循环发动机的前部，其中，进气道设计点选择为5马赫，飞行高度为21km。尾喷管6为单侧膨胀喷管，设置在火箭基组合循环发动机的尾部。低速通道3位于高速通道2的上方，两通道流向夹角为7°，并于尾喷管6的前部汇合，气流汇合角为10°。其中，高速通道2的两级外压缩角分别为6.8°和11.3°，低速通道3的两级外压缩角分别为6.8°和4°。顶压板8与第一作动机构和第一转轴连接，转换板9与第二作动机构和第二转轴连接，低速通道3在顶压板8和转换板9分别旋转至与低速通道3的下壁面接触时闭合。内置火箭4为液氧/煤油液体火箭发动机，在火箭基组合循环发动机内两级安装，采用侧置的方式分别布置在燃烧室5的入口处和后部。其中，内置火箭的占空比不超过30％，额定室压10MPa，混合比为2.5，喷管扩张比为10。燃烧室5选择矩形结构，长径比为10，采用单侧扩张构型，扩张比为2。燃烧增强装置7选择两对燃料支板和一组凹腔相结合的方式。其中，两对燃料支板分别布设在燃烧室5的中部及后部，一组凹腔设置在靠近第一组燃料支板的区域，以形成不同模态分区高效稳定的燃烧。本实施例中火箭基组合循环发动机的排气/进气面积比为2。
本实施例中，通过液压装置或电机驱动第一作动机构，使顶压板绕第一转轴顺时针转动；通过液压装置或电机驱动第二作动机构，使转换板绕第二转轴逆时针旋转。当顶压板8绕第一转轴10顺时针旋转7.3°，实现发动机由双通道向单通道的转换。为实现低速通道3的完全闭合，转换板9需配合绕第二转轴11逆时针旋转12°。
本实例中,选取火箭基组合循环发动机工作马赫数范围为0～7马赫，其具体工作方式为:0～3马赫区间内发动机双通道同时工作；3～4马赫区间内顶压板8通过第一作动机构驱动，绕第一转轴10进行小幅度顺时针旋转，同时转换板9在第二作动机构驱动下,绕第二转轴11进行逆时针旋转，逐渐关闭低速通道3，切换至高速通道2单独工作状态，完成通道转换；4～7马赫区间内高速通道2单独工作。
本实施例中，由火箭基组合循环发动机在典型飞行点的空气捕获流量系数变化曲线可看出，通过简单易行的双通道变几何调节结构，火箭基组合循环发动机在0～7马赫的宽飞行范围内,获得了综合较优的空气捕获特性以及发动机性能，具有较好的实际应用价值。
本实施例中，火箭基组合循环发动机采用双通道的结构，通过分区燃烧的模式实现宽飞行范围的良好工作，低速飞行状态下双通道同时工作，完成引射模态和亚燃模态低速段的工作；高速飞行状态下，转换为高速通道单独工作，完成亚燃模态高速段和超燃模态的工作。火箭基组合循环发动机采用顶压板绕第一转轴小幅度旋转的变几何方式，实现低速飞行状态小收缩比、高速飞行状态大收缩比的调节。

Claims (4)

1.一种双通道变几何火箭基组合循环发动机，其特征在于:包括进气道、高速通道、低速通道、内置火箭、燃烧室、尾喷管、燃烧增强装置、顶压板、转换板、第一转轴、第二转轴、第一作动机构、第二作动机构，所述进气道为高速通道与低速通道组成的双通道结构，低速通道位于高速通道的上面，进气道上壁面前部安装有顶压板，顶压板一端与机身通过第一转轴连接，另一端上部与第一作动机构连接，第一作动机构安装在机身上；进气道上壁面后部安装有转换板，转换板一端与机身通过第二转轴连接，另一端上部与第二作动机构连接，第二作动机构安装在机身上；低速通道在顶压板与转换板分别旋转至与低速通道的下壁面接触时闭合；高速通道与低速通道上壁面前后部位分别安装有内置火箭,其中后部内置火箭位于尾喷管前端，燃烧室位于高速通道内，燃烧室内设置有燃烧增强装置。
2.根据权利要求1所述的双通道变几何火箭基组合循环发动机，其特征在于:所述燃烧室为矩形或者圆形结构；所述尾喷管为单侧膨胀喷管。
3.根据权利要求1所述的双通道变几何火箭基组合循环发动机，其特征在于:所述燃烧增强装置为燃料支板或者凹腔的一种，或者燃料支板与凹腔组合形式。
4.根据权利要求1所述的双通道变几何火箭基组合循环发动机，其特征在于:所述内置火箭为多个。
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