CN106907272B - 变结构火箭基组合动力循环发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了变结构火箭基组合动力循环发动机，包括变结构燃烧室，燃烧室为由上顶板、侧板和固定底板围成的腔体，上顶板由前到后包括滑动连接的燃烧室固定顶板和燃烧室可调顶板，它们的宽度相一致，燃烧室固定顶板由前到后向上倾斜设置，燃烧室可调顶板沿燃烧室固定顶板的走向往复滑动；燃烧室固定顶板端为来流进口端该变结构火箭基组合动力循环发动机提高燃烧性能、满足进排气系统匹配和提高尾喷管性能。

Description

变结构火箭基组合动力循环发动机
技术领域
本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体涉及变结构火箭基组合动力循环发动机。
背景技术
火箭基组合动力循环发动机，即Rocket-Based-Combined-Cycle，简称RBCC发动机。该发动机是将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的冲压发动机有机地集成在一起的组合推进系统，RBCC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，这样使得RBCC发动机能自启动，具有很宽的飞行包线，任务适应性强，成为未来最有潜力发展的新型动力装置之一。燃烧室/尾喷管是发动机中的重要部件，对于吸气式发动机，要求燃烧室能够使燃料在燃烧室在有限的空间以及时间内，在高速气流中完成燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混和燃烧，将化学能最大限度的转化为热能，然后通过尾喷管将热能最大程度的转换为动能，从而产生推力。随着飞行马赫数提高，燃烧室内加热比逐渐降低，燃烧室扩张比需要相应减小满足不同飞行马赫数下的高性能。在多个模态共用一个流道的前提下，发动机变结构技术是保证其全程实现最佳工作性能的有效途径之一。目前采用变结构燃烧室的发动机有双模态冲压发动机，如法国的WRR发动机进行大范围可变燃烧室型面以满足整个马赫数范围内的高性能(AIAA Paper 2000-3340,2000)；PIAF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 Paper2003-7031,2003)。对于RBCC发动机，变结构方案仅应用在进排气部件上，美国Aerojet公司针对单级入轨提出一种进气道和尾喷管简单变结构RBCC发动机方案(NASA TechnicalMemorandum 107422)，来保证多模态协调高效工作。国内对于冲压发动机变结构技术的研究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。因此，结合进排气和燃烧耦合调节的方案，特别是针对宽范围工作的RBCC发动机而言，对于提高其发动机性能极为重要。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种提高燃烧性能、满足进排气系统匹配和提高尾喷管性能的变结构火箭基组合动力循环发动机。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，变结构火箭基组合动力循环发动机，包括变结构燃烧室，燃烧室为由上顶板、侧板和固定底板围成的腔体，上顶板由前到后包括滑动连接的燃烧室固定顶板和燃烧室可调顶板，它们的宽度相一致，燃烧室固定顶板由前到后向上倾斜设置，燃烧室可调顶板沿燃烧室固定顶板的走向往复滑动；燃烧室固定顶板端为来流进口端；
在引射模态时，燃烧室可调顶板位于燃烧室固定顶板的后端，使燃烧室的扩张比最大；在亚燃模态时，燃烧室可调顶板沿燃烧室固定顶板的走向，并朝向其前端滑动，逐渐减小燃烧室的扩张比；在超燃模态时，燃烧室可调顶板沿燃烧室固定顶板的走向，并朝向其前端滑动，直至滑动至其前端，使燃烧室的扩张比最小。
进一步地，还包括设置于燃烧室前端的变结构进气道段，燃烧室和进气道段通过隔离段相连通，变结构进气道段为由进气道上顶板、进气道侧板和固定的进气道底板组成的的腔体；进气道上顶板由前到后包括进气道固定前体顶板和进气道可调前体顶板，进气道可调前体顶板由前到后向下倾斜设置，与隔离段顶板贴合连接；进气道可调前体顶板以其与进气道固定前体顶板的连接处为旋转轴，朝向进气道内或者远离进气道内转动；在引射模态时，进气道可调前体顶板远离进气道，进气道喉道最大，与燃烧室的最大扩张比相匹配；在亚燃模态时，进气道可调前体顶板朝向进气道内转动；进气道喉道逐渐减小，与逐渐减小的燃烧室扩张比相匹配；在超燃模态时，进气道可调前体顶板朝向进气道内转动，直至进气道喉道位置最小处，与燃烧室的最小扩张比相匹配。
进一步地，还包括设置于燃烧室后端、且与其相连通的尾喷管，尾喷管为由尾喷管可调后体顶板、固定底板和侧板围成的腔体，尾喷管可调后体顶板的前端与通过一固定板与燃烧室可调顶板滑动连接；尾喷管可调后体顶板以其前端为固定轴朝向或者远离尾喷管内转动；在引射模态时，尾喷管可调后体顶板朝向尾喷管内部转动，直至到尾喷管扩张比最小的位置，与最大进气道喉道及燃烧室的最大扩张比相匹配；在亚燃模态时，尾喷管可调后体顶板朝向远离尾喷管内部转动，与逐渐减小的气道喉道和逐渐减小的燃烧室扩张比相匹配；在超燃模态时，尾喷管可调后体顶板朝向远离尾喷管内部转动，直至到尾喷管扩张比最大的位置，与最大进气道喉道和最小燃烧室扩张比相匹配。
进一步地，该燃烧室可调顶板和燃烧室固定顶板间通过滑动装置相连接，滑动装置包括开设在燃烧室固定顶板下壁面两侧、且与其走向相一致的滑槽，还包括设置在燃烧室可调顶板上壁面两侧、且与其走向相一致的滑轨，所述滑轨与滑槽相配装。
本发明变结构火箭基组合动力循环发动机具有如下优点：在不同模态下高效工作，减轻燃烧室热负荷。本发明通过燃烧室可调顶板单自由度平移实现燃烧室不同来流及喷油状态匹配工作通过燃烧室扩张比和几何喉道的耦合变化，实现稳定燃烧提高性能；通过进气道喉部变化实现总收缩比的大范围调节，满足进排气系统匹配；通过尾喷管转动实现尾喷管扩张比的调节，提高尾喷管性能；通过采用燃烧室可调顶板移动，有利于中心支板火箭的布置，即支板火箭与燃烧室平行，较大的利用支板火箭优势。本发明燃烧室变结构只有一个平动自由度，变结构方式简单、易实现。
附图说明
图1是本发明变结构火箭基组合动力循环发动机中发动机的结构排布图；
图2是本发明变结构火箭基组合动力循环发动机中发动机的结构示意图；
图3为6Ma构型和2Ma构型燃烧室压力曲线图；
其中：A.6Ma构型；B.2Ma构型；a.进气道段；b.隔离段；c.燃烧室；d.尾喷管；1.进气道固定前体顶板；2.进气道可调前体顶板；3.隔离段顶板；4.燃烧室固定顶板；5.燃烧室可调顶板；6.固定底板；7.尾喷管可调后体顶板；8.支板火箭。
具体实施方式
本发明变结构火箭基组合动力循环发动机，如图1和图2所示，包括变结构燃烧室c，燃烧室c为由上顶板、侧板和固定底板6围成的腔体，上顶板由前到后包括滑动连接的燃烧室固定顶板4和燃烧室可调顶板5，它们的宽度相一致，燃烧室固定顶板4由前到后向上倾斜设置，燃烧室可调顶板5沿燃烧室固定顶板4的走向往复滑动；燃烧室固定顶板4端为来流进口端；在引射模态时，燃烧室可调顶板5位于燃烧室固定顶板4的后端，使燃烧室的扩张比最大；在亚燃模态时，燃烧室可调顶板5沿燃烧室固定顶板4的走向，并朝向其前端滑动，逐渐减小燃烧室的扩张比；在超燃模态时，燃烧室可调顶板5沿燃烧室固定顶板4的走向，并朝向其前端滑动，直至滑动至其前端，使燃烧室的扩张比最小。内容有涉及精确数值时，指的是A和B两种构型下的数值。
本发明的设计方案还包括设置于燃烧室c前端的变结构进气道段a，燃烧室c和进气道段a通过隔离段b相连通，变结构进气道段a为由进气道上顶板、进气道侧板和固定的进气道底板组成的的腔体；进气道上顶板由前到后包括进气道固定前体顶板1和进气道可调前体顶板2，进气道可调前体顶板2由前到后向下倾斜设置，与隔离段顶板3贴合连接；进气道可调前体顶板2以其与进气道固定前体顶板1的连接处为旋转轴，朝向进气道内或者远离进气道内转动；在引射模态时，进气道可调前体顶板2远离进气道，进气道喉道最大，与燃烧室的最大扩张比相匹配；在亚燃模态时，进气道可调前体顶板2朝向进气道内转动；进气道喉道逐渐减小，与逐渐减小的燃烧室扩张比相匹配；在超燃模态时，进气道可调前体顶板2朝向进气道内转动，直至进气道喉道位置最小处，与燃烧室的最小扩张比相匹配。
本发明的设计方案还包括设置于燃烧室c后端、且与其相连通的尾喷管d，尾喷管d为由尾喷管可调后体顶板7、固定底板和侧板围成的腔体，尾喷管可调后体顶板7的前端与通过一固定板与燃烧室可调顶板5滑动连接；尾喷管可调后体顶板7以其前端为固定轴朝向或者远离尾喷管d内转动；在引射模态时，尾喷管可调后体顶板7朝向尾喷管内部转动，直至到尾喷管扩张比最小的位置，与最大进气道喉道及燃烧室的最大扩张比相匹配；在亚燃模态时，尾喷管可调后体顶板7朝向远离尾喷管内部转动，与逐渐减小的气道喉道和逐渐减小的燃烧室扩张比相匹配；在超燃模态时，尾喷管可调后体顶板7朝向远离尾喷管内部转动，直至到尾喷管扩张比最大的位置，与最大进气道喉道和最小燃烧室扩张比相匹配。对于A构型和B构型间的变换，尾喷管扩张比最小的位置指尾喷管扩张比为1。
该燃烧室可调顶板6和燃烧室固定顶板4间通过滑动装置相连接，滑动装置包括开设在燃烧室固定顶板4下壁面两侧、且与其走向相一致的滑槽，还包括设置在燃烧室可调顶板6上壁面两侧、且与其走向相一致的滑轨，滑轨与滑槽相配装。通过采用燃烧室可调顶板6移动有利于中心支板火箭8的布置，即支板火箭88与燃烧室平行，较大的利用支板火箭8优势。
上述改进，可以单独起作用，也可以想配合，共同起作用。
为了验证本发明的燃烧室推力和比冲性能，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燃烧室的A和B两种构型
根据表1的变结构方案计算了燃烧室的推力和比冲性能，其结果如表2所示：
表2变结构燃烧室工作性能
从表2中可以看出，A和B构型下二次燃料流量分别为0.2kg/s和0.237kg/s，高低马赫数均能大当量比工作。同时，不同的来流状态下燃烧室均能高效工作，能很好的解决流量匹配问题。
如图3所示，为飞行马赫数为2Ma构型和6Ma构型时的燃烧室压力曲线，根据数值计算压力曲线，随着二次燃料当量比的提升，燃烧室压力升高，且燃烧室内压力均能够维持等压状态，能很好的说明变结构方案能够实现燃烧室的稳定高效燃烧。

Claims (3)

1.变结构火箭基组合动力循环发动机，其特征在于，包括变结构燃烧室(c)，所述燃烧室(c)为由上顶板、侧板和固定底板(6)围成的腔体，所述上顶板由前到后包括滑动连接的燃烧室固定顶板(4)和燃烧室可调顶板(5)，它们的宽度相一致，所述燃烧室固定顶板(4)由前到后向上倾斜设置，所述燃烧室可调顶板(5)沿燃烧室固定顶板(4)的走向往复滑动；所述燃烧室固定顶板(4)端为来流进口端；
在引射模态时，所述燃烧室可调顶板(5)位于燃烧室固定顶板(4)的后端，使燃烧室的扩张比最大；
在亚燃模态时，所述燃烧室可调顶板(5)沿燃烧室固定顶板(4)的走向，并朝向其前端滑动，逐渐减小燃烧室的扩张比；
在超燃模态时，所述燃烧室可调顶板(5)沿燃烧室固定顶板(4)的走向，并朝向其前端滑动，直至滑动至其前端，使燃烧室的扩张比最小；
所述燃烧室可调顶板(6)和燃烧室固定顶板(4)间通过滑动装置相连接，所述滑动装置包括开设在燃烧室固定顶板(4)下壁面两侧、且与其走向相一致的滑槽，还包括设置在燃烧室可调顶板(6)上壁面两侧、且与其走向相一致的滑轨，所述滑轨与滑槽相配装。
2.如权利要求1所述的变结构火箭基组合动力循环发动机，其特征在于，还包括设置于燃烧室(c)前端的变结构进气道段(a)，所述燃烧室(c)和进气道段(a)通过隔离段(b)相连通，所述变结构进气道段(a)为由进气道上顶板、进气道侧板和固定的进气道底板组成的的腔体；所述进气道上顶板由前到后包括进气道固定前体顶板(1)和进气道可调前体顶板(2)，所述进气道可调前体顶板(2)由前到后向下倾斜设置，与隔离段顶板(3)贴合连接；所述进气道可调前体顶板(2)以其与进气道固定前体顶板(1)的连接处为旋转轴，朝向进气道内或者远离进气道内转动；
在引射模态时，所述进气道可调前体顶板(2)远离进气道，进气道喉道最大，与燃烧室的最大扩张比相匹配；
在亚燃模态时，所述进气道可调前体顶板(2)朝向进气道内转动；进气道喉道逐渐减小，与逐渐减小的燃烧室扩张比相匹配；
在超燃模态时，所述进气道可调前体顶板(2)朝向进气道内转动，直至进气道喉道位置最小处，与燃烧室的最小扩张比
相匹配。
3.如权利要求2所述的变结构火箭基组合动力循环发动机，其特征在于，还包括设置于燃烧室(c)后端、且与其相连通的尾喷管(d)，所述尾喷管(d)为由尾喷管可调后体顶板(7)、固定底板和侧板围成的腔体，所述尾喷管可调后体顶板(7)的前端与通过一固定板与燃烧室可调顶板(5)滑动连接；所述尾喷管可调后体顶板(7)以其前端为固定轴朝向或者远离尾喷管(d)内转动；
在引射模态时，所述尾喷管可调后体顶板(7)朝向尾喷管内部转动，直至到尾喷管扩张比最小的位置，与最大进气道喉道及燃烧室的最大扩张比相匹配；
在亚燃模态时，所述尾喷管可调后体顶板(7)朝向远离尾喷管内部转动，与逐渐减小的气道喉道和逐渐减小的燃烧室扩张比相匹配；
在超燃模态时，所述尾喷管可调后体顶板(7)朝向远离尾喷管内部转动，直至到尾喷管扩张比最大的位置，与最大进气道喉道和最小燃烧室扩张比相匹配。
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