CN105221266B - 一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道，包括前体预压缩段、内压缩段及隔离段的进气道型面，其中进气道内收缩段上表面设置面积可调吸除区。在发动机总体给定进气道型面的约束下，根据无粘进气道理论所提出的变吸除控制结构方案，在不增加复杂装置的前提下，降低进气道的起动马赫数；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态前，进气道内收缩段作为吸除区全部开放；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态后，进气道内收缩段吸除区逐渐关闭。变吸除控制进气道结构提高了进气道在引射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数；拓宽了火箭基组合循环进气道的工作范围，同时保证进气道在超燃模态下仍具有良好的性能。

Description

一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道

技术领域

本发明涉及火箭冲压发动机技术领域，具体地说,涉及一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道。

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、低成本以及较高的可靠性等潜在优势，被视为最有可能应用于未来天地往返运输系统的推进系统之一。以火箭基组合循环发动机为推进系统的飞行器可实现从地面零速起飞，在飞行过程中不断加速直至达到巡航状态，工作马赫域包含亚音速阶段、跨音速阶段、超音速阶段、高超音速阶段；在空间上，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。根据飞行器的工作高度和马赫数，火箭基组合循环发动机依次经历以下四种模态，分别为:火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态、纯火箭模态。但随着这种火箭基组合循环发动机的研究工作不断深入，发现进气道工作性能的好坏对发动机的整体性能具有至关重要的影响。因此，火箭基组合循环发动机要求相应进气道在宽速域，广空域的工作范围内能稳定、高效的工作，即要求进气道在较低的飞行马赫数下起动能力；要求进气道在宽范围内的具有较高流量系数；要求进气道在宽范围内具有良好的总压恢复和抗反压能力。此外，火箭基组合循环进气道还应具有较小的阻力系数，并能满足飞行器高度一体化的设计要求。但是，在现有火箭基组合循环进气道设计方法中，由于隔离段内置火箭支板，阻碍来流通过并容易导致壅塞，加剧了进气道在高效压缩与低速起动之间的矛盾。为实现进气道在宽速域、广空域内均能正常、良好的工作，国内外学者均提出了不同的变几何方案以改善进气道在引射模态、亚燃模态下的工作性能。

国外已有公开的技术文献，美国的《Hyper-X Flight Engine Ground Testingfor X-43 Flight Risk Reduction[R]》(Huebner l D,Rock K E,Ruf E G,etc.AIAA2001-1809)文中提出X-43A飞行器采用转动唇口式调节进气道，但并没有验证进气道的自起动性能；法国的科研人员在文献《Experimental Investigation of Starting Processfor a variable Geometry Air Inlet Operating from Mach 2 to Mach 8》(AIAA 2006-4513,2006)中也提出了进气道唇板水平移动和绕轴转动的变几何方案；日本的研究人员在文献《DESIGN STUDY ON HYPERSONIC ENGINE COMPONENTS FOR TBCC SPACE PLANES》(AIAA2003-7006,2003)中,则通过调节压缩面角度以改善收缩比的方案。

以调节进气道唇口或者压缩面、实现宽范围工作的变结构进气道方案，虽然能拓宽进气道的工作范围、改善进气道在引射模态、亚燃模态下的工作性能，但是需要以复杂的机械结构为支撑，同时会带来密封性、实现性、附加结构质量的一系列问题，方案的可实现性较差。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道。

本发明的思路在于:内压式进气道在加速过程和减速过程所对应的最小起动马赫数是不同的。加速过程对应的最小起动马赫数M₁一般大于加速过程中对应的最小起动马赫数M₂。根据无粘进气道理论，M₁对应Kantrowitz极限，而M₂对应等熵极限。当来流马赫数Ma处于M₂<Ma<M₁时，进气道流场存在起动和不起动两种情况，即该马赫数范围内进气道流场存在两种状态，该马赫数区域为进气道的迟滞回路区。因此，“迟滞回路特性”则定义为在进入迟滞回路区时，进气道具有抵抗起动\不起动的特性。本发明是根据进气道的“迟滞回路特性”，通过在低马赫数时设置适当的吸除区域，以保证进气道在火箭基组合循环发动机模态转换前顺利起动；在发动机转入亚燃模态、进气道顺利起动后，随着来流马赫数的爬升，逐渐关闭部分吸除区域，使进气道“恰好”保持在起动状态。本发明降低了进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数，并保证了进气道在超燃模态性能不受损失。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括前体预压缩段、内压缩段及隔离段的进气道流道型面，其中，进气道内收缩段上表面设置面积可调吸除区；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态前，进气道内收缩段作为吸除区全部开放，其在水平方向的投影面积为D*L₀；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态后，进气道内收缩段吸除区逐渐关闭，且在马赫数4时完全关闭；其吸除区在水平方向投影面积S变化规律为:

当来流马赫数Ma不大于2.5时，S＝D*L₀；

当来流马赫数Ma大于2.5，但是不大于3时，S＝[1-10*(Ma-2.5)/8]*D*L₀；

当来流马赫数Ma大于3时，S＝[0.375-3*(Ma-3)/8]*D*L₀；

式中,进气道流道全宽度为D，内压缩段水平方向投影长度为L₀。

有益效果

本发明提出的一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道，在发动机总体给定进气道型面约束的情况下，根据无粘进气道理论所提出的变吸除控制结构方案，在不引入复杂变结构机械装置的前提下，降低了进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数，并保证进气道在超燃模态性能不受损失。

本发明火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道拓展性强，可根据不同进气道型面进行变吸除控制结构方案设计。在给定进气道流道全宽度和内压缩段水平方向投影长度的前提下，只要依据本发明提出的吸除区水平方向投影面积变化规律进行变结构方案设计，即可获得在引射模态、亚燃模态具有更好起动性能和其它工作性能的进气道变结构方案，有利于提高发动机的整体性能。

本发明提出的火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道,拓宽了火箭基组合循环进气道的工作范围，同时保证了进气道在超燃模态下仍具有良好的性能参数。

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吸除控制进气道作进一步详细说明。

图1为火箭基组合循环发动机进气道中心对称面剖视图。

图2为火箭基组合循环发动机进气道俯视图。

具体实施方式

本实施例是一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道。

参阅图1、图2,本实施例的火箭基组合循环发动机变结构进气道，在发动机总体给定进气道型面约束的情况下，获得有效拓宽进气道工作范围的变结构进气道方案。

进气道起动的本质是当来流达到起动马赫数时，捕获空气量能够完全通过喉道而不会引起壅塞，喉道过窄或实际捕获面积过大都会引起进气道的不起动。特别是对于内嵌有火箭支板的火箭基组合循环发动机进气道，更容易引起喉道壅塞并导致进气道的不起动。

同时，内压式进气道在加速过程和减速过程所对应的最小起动马赫数是不同的。加速过程对应的最小起动马赫数M₁一般大于加速过程中对应的最小起动马赫数M₂。根据无粘进气道理论，M₁对应Kantrowitz极限，而M₂对应等熵极限。当来流马赫数Ma处于M₂<Ma<M₁时，进气道流场存在起动和不起动两种情况，即该马赫数范围内进气道流场存在两种状态，该马赫数区域为进气道的迟滞回路区。因此，“迟滞回路特性”则定义为在进入迟滞回路区时，进气道具有抵抗起动\不起动的特性。由于进气道捕获流量与有效收缩比和总收缩比有一定关系。因此认为内压式进气道的“迟滞回路特性”同样体现在捕获流量方面，即当进气道起动后，适当减少吸除流量、增加捕获流量并不会导致进气道的不起动。

本实施例是根据进气道的“迟滞回路特性”，通过在低马赫数时设置适当的吸除区域，以保证进气道在火箭基组合循环发动机模态转换前顺利起动；在发动机转入亚燃模态、进气道顺利起动后，随着来流马赫数的爬升，逐渐关闭部分吸除区域，使进气道“恰好”保持在起动状态。本实施例降低了进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数，并保证进气道在超燃模态性能不受损失。

在火箭基组合循环发动机转入亚燃模态前，进气道内收缩段作为吸除区全部开放，其在水平方向的投影面积为D*L₀；在火箭基组合循环发动机转入亚燃模态后，进气道内收缩段吸除区按规律逐渐关闭，并在马赫数4时完全关闭。其吸除区在水平方向投影面积S变化规律为:

当来流马赫数Ma不大于2.5时，S＝D*L₀；

当来流马赫数Ma大于2.5，但是不大于3时，S＝[1-10*(Ma-2.5)/8]*D*L₀；

当来流马赫数Ma大于3时，S＝[0.375-3*(Ma-3)/8]*D*L₀；

式中,进气道流道全宽度为D，内压缩段水平方向投影长度为L₀。

为进一步验证本实施例对引射模态、亚燃模态下进气道工作性能的改善作用，通过数值模拟的方法进行验证。

表1 Ma 3工况下变吸除控制方案对进气道性能的影响

进气道构型	出口马赫数	压升比	温升比	流量系数	总压恢复系数	阻力系数
							固定进气道	1.739	4.556	1.745	0.310	0.675	0.408
变吸除进气道	1.167	11.967	2.201	0.490	0.746	0.467

从表1中可以看出，采用变吸除控制结构方案的进气道在压缩性，即表现在出口马赫数与压升比、温升比方面和流量系数都有很大优势，其中压升比提高162.7％，流量系数提高58.1％，总压恢复系数提高10.5％，阻力系数则提高14.5％；同时进气道的自起动马赫数仍保持在2.4马赫。说明变吸除控制进气道结构能在改善进气道起动性能的前体下，有效地改善引射模态、亚燃模态下的工作性能，同时不会引起进气道在超燃模态下性能损失。

Claims (1)

1.一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道,包括前体预压缩段、内压缩段及隔离段的进气道流道型面，其中，内压缩段上表面设置面积可调吸除区，其特征在于:当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态前，内压缩段作为吸除区全部开放，其在水平方向的投影面积为D*L₀；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态后，内压缩段吸除区逐渐关闭，且在马赫数4时完全关闭；其吸除区在水平方向投影面积S变化规律为:

当来流马赫数Ma不大于2.5时，S＝D*L₀；

当来流马赫数Ma大于2.5，但是不大于3时，S＝[1-10*(Ma-2.5)/8]*D*L₀；

当来流马赫数Ma大于3时，S＝[0.375-3*(Ma-3)/8]*D*L₀；

式中,进气道流道全宽度为D，内压缩段水平方向投影长度为L₀。