CN105240160B - 一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室，由驱动系统、背压腔、燃烧室组成，驱动系统位于背压腔上部，背压腔固定在燃烧室可变段的上面与燃烧室形成一体结构；燃烧室固定段与燃烧室各可变段依次连接，各可变段之间通过球头铰链凸面与球头铰链凹面配合连接；两套液压驱动机构通过驱动杆和连杆分别驱动燃烧室的第一可变段和第三可变段；在可变段的轴向密封槽内填充石墨条，以隔绝燃烧室内高温燃气保证密封。变结构燃烧室通过分级调节实现不同模态之间平稳过渡；在引射模态和亚燃模态，通过液压驱动机构调节燃烧室可变段产生不同的扩张角和喉道高度使燃烧室在最佳的工作状态，使燃烧室推力和比冲性能得到显著的提高。

Description

一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室

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结构燃烧室。

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。火箭基组合循环发动机集引射模态、亚燃模态、超燃模态以及纯火箭模态为一体。在超燃模态，为满足超声速燃烧的需要，燃烧室流道需要保持为扩张结构；而在引射模态和亚燃模态，燃烧室流道需要收敛加扩张结构来满足燃烧室的高效燃烧。目前的火箭基组合循环发动机在亚燃模态采用热力喉道调节技术，实现几何喉道的收敛扩张作用，因此发动机采用简单的直扩燃烧室构型。然而通过热力循环分析，热力喉道的热工效率明显低于几何喉道，采用热力喉道的发动机性能也相应低于几何喉道的发动机。

在现有公开的技术文献中，法国的WRR(wide-range ramjet)发动机通过进行大范围可变内部机构,以满足整个马赫数范围内的高性能(AIAA Paper 2000-3340,2000)；LEA发动机则选择了利用外罩的水平移动来改变燃烧室的几何结构的方案,实现燃烧室宽范围工作(AIAA Paper 2003-7031,2003)；以上两种变结构方案主要针对双模态冲压发动机的变结构研究。美国Aerojet公司针对单级入轨,提出一种创新的变结构火箭基组合循环发动机方案(NASA Technical Memorandum 107422)，通过进气道和尾喷管均采用简单的变结构方案来保证多模态协调高效工作，该方案主要针对进气道和尾喷管的简单变结构。国内对变结构冲压发动机的研究也主要集中在变结构进排气的研究，而还没有针对燃烧室的变结构方案设计。

燃烧室是发动机的核心部件，进入的空气流在燃烧室中与喷注的燃料进行掺混和燃烧，直接影响着发动机的性能。为了提高火箭基组合循环发动机在宽范围工作时的推力及比冲性能，同时实现火箭基组合循环发动机燃烧室在不同模态下的高效燃烧，满足不同来流条件下空气流量的匹配，针对大范围可变燃烧室特别是对火箭基组合循环发动机的大范围可变燃烧室研究方案设计尤为重要。

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结构燃烧室。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括驱动系统、背压腔、燃烧室，驱动系统位于背压腔上部，背压腔固定在燃烧室可变段的上面，且与燃烧室形成一体结构；所述燃烧室包括燃烧室固定段、第一可变段、第二可变段、第三可变段、第四可变段、球头铰链凸面、球头铰链凹面、轴向密封槽，固定段与第一可变段、第二可变段、第三可变段、第四可变段依次连接，各可变段一端设有球头铰链凸面，另一端设有球头铰链凹面，各可变段之间通过球头铰链凸面与球头铰链凹面配合连接，各可变段两侧有轴向密封槽，轴向密封槽内填充石墨条，实现燃烧室与背压腔之间轴向密封；

所述驱动系统包括第一连杆、第二连杆、第一驱动杆、第二驱动杆、第一液压驱动机构、第二液压驱动机构、支撑框架,支撑框架与背压腔固连，两套液压驱动机构分别固定在支撑框架内的顶部，两套液压驱动机构分别与第一驱动杆、第二驱动杆连接，第一驱动杆、第二驱动杆分别穿过背压腔与第一可变段、第三可变段上表面的凸耳通过第一连杆、第二连杆连接；

燃烧室面积变化由以下公式得到:

式中，A_e为燃烧室出口面积，A_i为燃烧室入口面积，τ_e为燃烧室出口总温与燃烧室入口总温比值，Ma_i为燃烧室入口马赫数；

喉道处面积由流量公式求得:

式中，A_t为喉道处面积,T_t为喉道处总温,P_t为喉道处总压，为质量流量，K为常数。

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燃烧室，涉及天地往返运输系统火箭基组合循环发动机在不同飞行条件下燃烧室结构调节；通过燃烧室的分级调节机构实现不同模态之间平稳过渡，并解决了作动过程中带来的动密封问题。在引射模态和亚燃模态，通过液压系统调节燃烧室可变段产生不同的扩张角和喉道高度使燃烧室在最佳的工作状态，使燃烧室推力和比冲性能得到显著的提高。变结构燃烧室满足宽范围内工作的火箭基组合循环发动机在不同模态下高效工作，在超燃模态，调节燃烧室可变段使燃烧室变为纯扩张状态，使燃烧室的推力和比冲性能达到最佳状态。

本发明变结构燃烧室可使火箭基组合循环发动机具有更宽的工作马赫数范围，在不同飞行弹道，通过调节燃烧室扩张角和喉道高度匹配不同的来流状态，满足燃烧室的正常高效工作；变结构燃烧室具有结构简单、易实现的优势。

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燃烧室作进一步详细说明。

图1为本发明变结构燃烧室3～6Ma构型示意图。

图2为本发明火箭基组合循环发动机变结构燃烧室示意图。

图3为本发明变结构燃烧室的第一可变段示意图。

图4为本发明变结构燃烧室实验结果曲线图。

图中:

1.驱动系统 2.燃烧室固定段 3.第一可变段 4.第二可变段 5.第三可变段6.第四可变段 7.第一连杆 8.第二连杆 9.第一驱动杆 10.第二驱动杆 11.第一液压驱动机构 12.第二液压驱动机构 13.支撑框架 14.背压腔 15.球头铰链凸面 16.球头铰链凹面 17.轴向密封槽 18.燃烧室

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燃烧室。

参阅图1、图2、图3，火箭基组合循环发动机变结构燃烧室由驱动系统1、背压腔14、燃烧室18组成,驱动系统1安装在背压腔14的上部,背压腔14固定在燃烧室可变段的上面，且与燃烧室18形成一体结构；可防止燃烧室内的高温燃气泄漏。

燃烧室18包括燃烧室固定段2、第一可变段3、第二可变段4、第三可变段5、第四可变段6、球头铰链凸面15、球头铰链凹面16、轴向密封槽17,燃烧室固定段2与第一可变段3、第二可变段4、第三可变段5、第四可变段6依次连接，第一可变段3、第二可变段4、第三可变段5、第四可变段6的一端分别设置有球头铰链凸面15，另一端设有球头铰链凹面16，各可变段之间通过球头铰链凸面15与球头铰链凹面16配合连接。第一可变段3、第二可变段4、第三可变段5、第四可变段6的两侧有轴向密封槽17,轴向密封槽17内填充石墨条,实现燃烧室18与背压腔14之间的轴向密封,以隔绝燃烧室18内高温燃气，保证密封,防止燃烧室内的高温燃气泄漏。

驱动系统1由第一连杆7、第二连杆8、第一驱动杆9、第二驱动杆10、第一液压驱动机构11、第二液压驱动机构12、支撑框架13组成，支撑框架13与背压腔14固定连接，第一液压驱动机构11和第二液压驱动机构12分别固定在支撑框架13内的顶部,第一液压驱动机构11和第二液压驱动机构12分别与第一驱动杆9和第二驱动杆10连接,第一驱动杆9和第二驱动杆10分别穿过背压腔14上腔板的通孔与第一连杆7和第二连杆8连接,第一连杆7和第二连杆8分别与第一可变段3上表面的凸耳、第三可变段5上表面的凸耳连接。背压腔14上腔板的通孔周向开有侧密封槽，密封槽内填充O型密封圈实现密封。

本实施例中，通过燃烧室的调节变化使燃烧室保持常压。忽略燃烧室内摩擦及二次燃料加入的影响，则燃烧室面积的变化可由以下公式得到:

式中:

Ae为燃烧室出口面积，Ai为燃烧室入口面积，τ_e为燃烧室出口总温与燃烧室入口总温比值，Ma_i燃烧室入口马赫数；则通过面积变化可得到燃烧室的扩张角变化。

喉道处面积由流量公式求得:

式中，A_t为喉道处面积,T_t为喉道处总温,P_t为喉道处总压，为质量流量，K为常数。

根据以上公式可设计不同飞行马赫数及高度条件下燃烧室最优构型。燃烧室根据飞行模式的变化，上壁面型面跟随变化。当燃烧室处于亚燃模态时，上壁面型面变化产生几何喉道；当燃烧室处于超燃模态时，上壁面变化使整个流道处于扩张状态。同时，为了与进气道和尾喷管对接，燃烧室出入口固定。当处于亚燃模态时，燃烧室扩张角随着飞行马赫数提高而减小，喉道高度相应减小。

本实施例通过燃烧室的分级调节,实现不同模态之间平稳过渡，完成燃烧室的分级调节:引射亚燃模态，燃烧室的第一可变段逆时针转动，燃烧室的第三可变段逆时针转动，带动燃烧室的第二可变段顺时针转动，同时燃烧室的第四可变段逆时针转动，此时，燃烧室的第二可变段末端产生几何喉道；超然模态，燃烧室的第一可变段顺时针转动，燃烧室的第三可变段顺时针转动，带动燃烧室的第二可变段逆时针转动，同时燃烧室的第四可变段顺时针转动，此时，燃烧室为纯扩张结构。为了验证本实施例对燃烧室推力和比冲性能的改善效果，通过实验和数值模拟进行验证。根据飞行弹道制定了燃烧室的变结构方案，如表1所示。

表1燃烧室构型

飞行马赫数	第一可变段扩张角(°)	喉道高度
			3Ma	8	1.5倍入口高度
4Ma	5	1.25倍入口高度
			5Ma	2	1.08倍入口高度

根据表1的变结构方案计算燃烧室的推力和比冲性能，同时计算固定结构燃烧室的推力和比冲性能，其结果如表2所示。

表2变结构燃烧室和固定结构燃烧室工作性能对比

从表2中可看出，不同来流状态下变结构燃烧室的性能均较固定结构燃烧室性能有较大幅度提升，说明本实施方式对火箭基组合循环发动机的性能提升有较大的改善作用。同时，不同的来流状态燃烧室均能高效工作，解决其流量匹配问题。

图4为本实施例实验结果曲线，飞行马赫数在3时的地面实验数据，根据实验压力曲线，随着当量比的提升燃烧室压力升高，且燃烧室内压力均能够维持等压状态，说明变结构技术方案可实现燃烧室的稳定高效燃烧。

Claims (1)

1.一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室，其特征在于:包括驱动系统、背压腔、燃烧室，驱动系统位于背压腔上部，背压腔固定在燃烧室可变段的上面，且与燃烧室形成一体结构；所述燃烧室包括燃烧室固定段、第一可变段、第二可变段、第三可变段、第四可变段、球头铰链凸面、球头铰链凹面、轴向密封槽，固定段与第一可变段、第二可变段、第三可变段、第四可变段依次连接，各可变段一端设有球头铰链凸面，另一端设有球头铰链凹面，各可变段之间通过球头铰链凸面与球头铰链凹面配合连接，各可变段两侧有轴向密封槽，轴向密封槽内填充石墨条，实现燃烧室与背压腔之间轴向密封；

所述驱动系统包括第一连杆、第二连杆、第一驱动杆、第二驱动杆、第一液压驱动机构、第二液压驱动机构、支撑框架,支撑框架与背压腔固连，两套液压驱动机构分别固定在支撑框架内的顶部，第一液压驱动机构与第一驱动杆连接、第二液压驱动机构与第二驱动杆连接，第一驱动杆穿过背压腔与第一可变段上表面的凸耳通过第一连杆连接，第二驱动杆穿过背压腔与第三可变段上表面的凸耳通过第二连杆连接；

燃烧室面积变化由以下公式得到:

$\frac{A_e}{A_i}={\mathrm{\τ}}_e(1+\frac{k-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_i}^2)-\frac{k-1}{2}{{\mathrm{Ma}}_i}^2$

式中，A_e为燃烧室出口面积，A_i为燃烧室入口面积，τ_e为燃烧室出口总温与燃烧室入口总温比值，Ma_i为燃烧室入口马赫数；

喉道处面积由流量公式求得:

$A_t=\frac{\stackrel{\·}{m}\sqrt{T_t}}{K\×Pt}$

式中，A_t为喉道处面积,T_t为喉道处总温,P_t为喉道处总压，

为质量流量，K为常数。