CN103790735B - 一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，根据在引射模态下尾喷管内部流场处于过膨胀状态而在亚燃/超燃模态下尾喷管内部流场处于欠膨胀状态，通过电机驱动上盖板，使位于飞行器后体内的吸除槽孔处于开启或关闭的状态；当发动机在非设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔开启，当在设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔关闭，改善了喷管在引射模态下的工作性能,同时又保证了喷管在亚燃/超燃模态下的工作性能不产生损失。本发明拓展性强，可根据尾喷管的实际几何结构、工作包线和工作性能需要，设计具有不同截面积的吸除槽孔；以及依据喷管实际结构尺寸对吸除槽孔进行布局，改善喷管在非设计点下的工作性能。

Description

一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管

技术领域

本发明属于火箭冲压发动机领域,具体地说,涉及一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管。

背景技术

火箭基组合循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机具有可重复使用、低成本和高可靠性的优势，被视为潜在的天地往返运输系统的推进系统之一。火箭基组合循环发动机可实现从地面零速水平起飞，在飞行过程中不断加速，先后经历亚音速阶段、跨音速阶段、超音速阶段、高超音速阶段，并最终达到巡航状态；同时，火箭基组合循环发动机具备从海平面直至大气层外持续工作的能力。根据工作马赫数和工作高度，火箭基组合循环发动机依次经历以下四种模态，分别为引射模态，亚燃冲压模态，超燃冲压模态，纯火箭模态。受到火箭基组合循环发动机宽包线工作的影响，相应喷管需在全模态下具有良好的工作性能。通常情况下，火箭基组合循环发动机采用具有大膨胀比的单膨胀边喷管，并选取高马赫工况为喷管设计点，这种情况有助于减轻整体质量，而且在高马赫工况下具有良好的工作性能。同时需要改善喷管在非设计点下的工作性能。如NASALangley中心研究了采用移动喉道的方法改善固定大膨胀比喷管在非设计工况下的性能，在不同工作模态下移动物理喉道产生不同膨胀比以改善喷管工作性能。该方法的缺点是移动喉道需要复杂的机械装置，增加了整体质量和一体化设计难度。又如德国AachenRWTH中心研究被动控制改善非对称大膨胀比喷管非设计工况的性能，即在喷管型面上设置凹槽，通过促进分离，可以较大地改进喷管在低落压比即喷管入口总压与外界环境压力的比值、低马赫数下的静推力系数。这种方案不涉及复杂的机械装置，但其缺点是适用范围较窄，而且不利于姿态控制。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足,改善尾喷管在非设计点工况下的工作性能,本发明提出一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管；根据以火箭基组合循环发动机为推进系统的高超声速飞行器的尾喷管在引射模态内部流场处于过膨胀状态的特征，设计变结构方案以减轻喷管内的过膨胀程度，提高喷管在引射模态下的工作性能；同时又保证了在其它模态下不造成喷管的性能损失。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括尾喷管入口、尾喷管上膨胀边、飞行器后体、尾喷管外罩，其特点是，还包括上盖板和多个吸除槽孔,上盖板位于飞行器后体上部表面,后体内的吸除槽孔与大气相通,吸除槽孔沿喷管上壁面均匀分布,且与上盖板上均布的通孔配合,通过电机驱动上盖板，使位于后体内的吸除槽孔处于开启或关闭的状态；当火箭基组合循环发动机在非设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔开启，当火箭基组合循环发动机在设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔关闭。

相邻吸除槽孔之间的中心距为尾喷管入口高度的1.2倍。

吸除槽孔直径与上盖板的通孔直径相同。

有益效果

本发明提出的一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，根据在引射模态下尾喷管内部流场处于过膨胀状态而在亚燃/超燃模态下尾喷管内部流场处于欠膨胀状态，通过电机驱动上盖板，使设置在位于飞行器后体内的吸除槽孔处于与大气连通/封闭的状态，从而改善喷管在引射模态下的工作性能,同时又保证喷管在亚燃/超燃模态下的工作性能不产生损失。本发明拓展性强，可根据尾喷管的实际几何结构、工作包线和工作性能需要，设计具有不同截面积的吸除槽孔；当吸除槽孔具有不同截面积时，受压差作用影响而从环境中被吸入喷管内部的流体的流量不同，从而对喷管内部流场的过膨胀状态和喷管工作性能的改善效果也不同。以及根据喷管的实际结构尺寸对吸除槽孔进行布局，从而达到改善喷管在非设计点下工作性能的目的。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管作进一步详细描述。

图1为本发明火箭基组合循环发动机变结构尾喷管结构示意图。

图2为本发明变结构尾喷管上壁面吸除槽孔布局示意图。

图中:

1.尾喷管入口2.飞行器后体3.尾喷管上膨胀边4.尾喷管外罩5.吸除槽孔

具体实施方式

本实施例是一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管。根据非设计点下火箭基组合循环发动机喷管内部流场处于过膨胀状态、喷管内压力普遍低于环境压力的特点，在喷管上壁面设置可开闭的吸除槽孔，以改善喷管在非设计点下工作性能，同时使喷管在设计点下工作性能保持不变。

参阅图1、图2,本发明火箭基组合循环发动机变结构尾喷管,包括由尾喷管入口1、尾喷管上膨胀边3、飞行器后体2、尾喷管外罩4，其中,还包括上盖板和多个吸除槽孔5,上盖板位于飞行器后体2上部表面,后体内的吸除槽孔5与大气相通,吸除槽孔5沿喷管上壁面均匀分布,而且与上盖板上均布的通孔配合,通过电机驱动上盖板，使位于后体内的吸除槽孔5处于开启或关闭的状态。

燃烧室内的高温燃气经由喷管入口1流进喷管内部，在喷管内沿喷流轴向流动并逐渐膨胀。

当火箭基组合循环发动机在非设计点下工作时，流入喷管内部的高温燃气压力较低，喷管内部流场处于过膨胀状态，喷管内压力低于大气压力。此时开启喷管上壁面的吸除槽孔5，由于喷管内压力低于大气压力，受到压差作用的影响，大气流体被抽吸进入喷管内部，改善其喷管内的压力分布，提高了喷管的工作性能。

当火箭基组合循环发动机在设计点下工作时，流入喷管内部的高温燃气压力较高，喷管内部流场处于欠膨胀状态，喷管内压力高于大气压力。为防止高温高压燃气通过吸除槽孔进入环境，导致喷管工作性能下降，此时关闭喷管上壁面的吸除槽孔，高温高压燃气在喷管内自由膨胀，保证喷管工作性能保持不变。

为验证本发明对火箭基组合循环发动机喷管非设计点工作性能的改善作用，利用数值模拟的方法进行验证。

表1为非设计点不同工况下火箭基组合循环发动机变结构喷管对工作性能提升的百分比。

表1变结构喷管对工作性能提升的百分比

从表1中可以看出:

1）当火箭基组合循环发动机处于海平面零速工作状态即0Ma，0km时，变结构喷管的推力增益为7.2%，升力增益为7.1%；

2）当火箭基组合循环发动机处于低超音速工作状态即1.5Ma，5km时，变结构喷管的推力增益为48.8%，升力增益为125.1%；

3）当火箭基组合循环发动机处于超音速工作状态即进气道未启动,即2Ma，7.5km时，变结构喷管的推力增益为20.1%，升力增益为67.8%；

4）当火箭基组合循环发动机处于超音速工作状态即进气道已启动，即2.5Ma，9km时，变结构喷管的推力增益为10.0%，升力增益为43.7%。

由此可说明本发明对火箭基组合循环发动机在非设计点下的工作性能具有明显的改善作用。

Claims (3)

1.一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，包括尾喷管入口、尾喷管上膨胀边、飞行器后体、尾喷管外罩，其特征在于:还包括上盖板和多个吸除槽孔,上盖板位于飞行器后体上部表面,后体内的吸除槽孔与大气相通,吸除槽孔沿喷管上壁面均匀分布,且与上盖板上均布的通孔配合,通过电机驱动上盖板，使位于后体内的吸除槽孔处于开启或关闭的状态；当火箭基组合循环发动机在非设计点下工作时，流入喷管内部的高温燃气压力低，喷管内部流场处于过膨胀状态，喷管上壁面的吸除槽孔开启，当火箭基组合循环发动机在设计点下工作时，流入喷管内部的高温燃气压力高，喷管内部流场处于欠膨胀状态，喷管上壁面的吸除槽孔关闭。

2.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，其特征在于:相邻吸除槽孔之间的中心距为尾喷管入口高度的1.2倍。

3.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，其特征在于:吸除槽孔直径与上盖板的通孔直径相同。