CN107100760B - 火箭基组合循环发动机燃烧室 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了火箭基组合循环发动机燃烧室，包括燃烧室腔体，燃烧室腔体内竖直设置有两个燃料支板，它们的高度均与燃烧室腔体的高度相一致；两个燃料支板的后端通过转轴安装于燃烧室腔体内；当支板火箭燃烧室工作时，两个所述燃料支板均与来流的方向相一致，且它们的前端和后端均在对应的同一横截面上；当支板火箭燃烧室停止工作时，两个燃料支板绕转轴相向转动，至垂直于来流方向，且它们在同一直线上，以将燃烧室腔体分为燃料支板前的第一级回流区和燃料支板后的第二级回流区。该一种火箭基组合循环发动机燃烧室满足了不同来流条件下空气流量匹配。

Description

火箭基组合循环发动机燃烧室
技术领域
本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体涉及火箭基组合循环发动机燃烧室。
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。RBCC发动机集引射模式、亚燃模式、超燃模式以及纯火箭模式为一体。为了兼顾宽范围工作，常采用变动燃烧室构型的方式。在超燃模式，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；而在引射和亚燃模式，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RBCC发动机在亚燃模式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发动机。目前，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；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；以上两种变结构方案主要针对双模态冲压发动机。美国Aerojet公司针对单级入轨(SSTO)设计出一种创新的变结构RBCC发动机方案，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式协调高效工作，该方案主要针对进气道和尾喷管进行简单变结构。但以上方案变动范围过大，作动机构较为复杂。
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，提供一种火箭基组合循环发动机燃烧室，包括燃烧室腔体，燃烧室腔体内竖直设置有两个燃料支板，它们的高度均与燃烧室腔体的高度相一致；两个燃料支板的后端通过转轴安装于燃烧室腔体内；当支板火箭燃烧室工作时，两个所述燃料支板均与来流的方向相一致，且它们的前端和后端均在对应的同一横截面上；当支板火箭燃烧室停止工作时，两个燃料支板绕转轴相向转动，至垂直于来流方向，且它们在同一直线上，以将燃烧室腔体分为燃料支板前的第一级回流区和燃料支板后的第二级回流区。
进一步地，该两个燃料支板的长度之和不大于火箭支板出口的宽度c。
进一步地，两个所述燃料支板的前体均为楔形，后体均为等直段。
本发明火箭基组合循环发动机燃烧室具有如下优点：通过转动燃料支板，产生不同的结构形式，燃烧室具有宽马赫数范围的工作能力，使燃烧室推力和比冲性能得到显著的提高。
附图说明
图1是本发明中燃料支板的状态图；
图2是本发明火箭基组合循环发动机燃烧室的结构示意图。
其中：1.燃料支板；2.火箭支板；3.作动装置。
具体实施方式
本发明火箭基组合循环发动机燃烧室，如图1和图2所示，包括燃烧室腔体，燃烧室腔体内竖直设置有两个燃料支板1，它们的高度均与燃烧室腔体的高度相一致；两个所述燃料支板1的后端通过转轴安装于燃烧室腔体内；当支板火箭燃烧室工作，高温燃气经过支板火箭喷管出口进入燃烧室腔体时，两个所述燃料支板1均与燃烧室腔体的走向相一致，且它们的前端和后端均在对应的同一横截面上；当支板火箭燃烧室停止工作，支板火箭喷管出口不再喷出高温燃气时，两个所述燃料支板1绕转轴相向转动，至垂直于来流方向，且它们在同一直线上，且它们的前端壁面相靠近，以将燃烧室腔体分为燃料支板1前的第一级回流区和燃料支板1后的第二级回流区。两个所述燃料支板1的长度之和不大于火箭支板2出口的宽度c。两个燃料支板1的前体均为楔形，后体均为等直段。还包括作动装置3作动装置用于带动燃料支板1转动。
本发明中，燃料支板1在不同的来流状态下转动，适应宽范围、高马赫数的工作，通过变化燃料支板1，在燃烧室腔体内，火箭支板2和燃料支板1间形成凹腔，即第一级回流区，为燃烧室提供稳定点火源；在燃料支板1后形成第二级回流区，为燃烧室的主燃区，流经第一级回流区的主流燃气通过高温产物的点燃及加热，迅速进入燃料支板1后的第二级回流区，由于燃料支板1后的第二级回流区较为宽阔，使得燃烧室的大部分燃烧过程可以在此进行。此种方式既能充分发挥先进漩涡燃烧室的燃烧效率高、火焰稳定域宽，贫油熄火极限低的优势，可以在发动机超燃模式中更好的组织燃料燃烧，以提高超声速燃料的燃烧效率。同时，由于燃料支板1处于火箭支板的后方低速区内，极大减小了自由来流6Ma以上时的内流道阻力。
为了验证本发明对燃烧室推力和比冲性能的改善效果，通过数值模拟进行验证。根据飞行弹道制定了燃烧室的方案，并根据燃料支板结构方案计算了燃烧室的推力和比冲性能，同时计算了固定结构燃烧室的推力和比冲性能，如表1所示。
表1变燃料支板燃烧室和固定结构燃烧室工作性能对比
从表1可知，8Ma来流状态下，设置本发明中的燃料支板的燃烧室的性能较固定结构燃烧室性能有明显提升，说明本发明对火箭基组合循环发动机的性能提升具有改善作用。

Claims (3)

1.火箭基组合循环发动机燃烧室，其特征在于，包括燃烧室腔体，所述燃烧室腔体内竖直设置有两个燃料支板(1)，它们的高度均与燃烧室腔体的高度相一致；两个所述燃料支板(1)的后端通过转轴安装于燃烧室腔体内；
当支板火箭燃烧室工作时，两个所述燃料支板(1)均与来流的方向相一致，且它们的前端和后端均在对应的同一横截面上；
当支板火箭燃烧室停止工作时，两个所述燃料支板(1)绕转轴相向转动，至垂直于来流方向，且它们在同一直线上，以将燃烧室腔体分为燃料支板(1)前的第一级回流区和燃料支板(1)后的第二级回流区。
2.如权利要求1所述的火箭基组合循环发动机燃烧室，其特征在于，两个所述燃料支板(1)的长度之和不大于火箭支板(2)出口的宽度(c)。
3.如权利要求2所述的火箭基组合循环发动机燃烧室，其特征在于，两个所述燃料支板(1)的前体均为楔形，后体均为等直段。
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