CN108825381B - 一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，由前到后包括依次相连接的进气道前体段、进气道内收缩段和进气道隔离段；该进气道隔离段内设置有相连接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于机体上，后段喉道板和唇罩板均可沿进气道侧壁前后滑动。在改善进气道起动性的前提下，有效地改善引射、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。

Description

一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道
技术领域
本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体涉及一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道。
背景技术
火箭基组合动力循环(Rocket-Based-Combined-Cycle，RBCC)发动机通过将吸气式冲压发动机和火箭发动机集成在一个流道中，兼顾冲压发动机高比冲和火箭发动机高推重比的优点，能够在较宽的马赫数范围内工作，很可能成为下一代空天运载工具的主要动力系统。
进气道作为RBCC发动机的核心部件，其相对于常规发动机进气道有很大的不同。宽马赫数工作作为RBCC进气道最关键、最核心的技术，其涉及到吸气式发动机的所有工作范围。这就要求RBCC进气道能在较低的飞行马赫数下实现自起动；在宽范围内具有较高流量系数且具有良好的总压恢复。现有研究结果表明，固定结构的进气道很难满足RBCC发动机在宽范围下的一系列性能要求。
二元进气道因其结构简单，设计理论成熟，易于进行变几何设计，受到国内外研究学者的普遍重视。就其设计理论而言，采用的多道斜激波压缩的二元进气道，在设计点时斜激波相交于唇口。当进气道工作在较低马赫数时，进气道将产生很大程度的溢流，这将导致进气道在低马赫数下流量系数偏低。同时外压缩型面上的转折点处会产生较大的压力梯度，这对进气道附面层的稳定产生很大的不利甚至有可能引起附面层分离。针对以上问题，国内学者提出一种新型的曲面压缩系统，数值研究表明，采用这种压缩系统的进气道压缩型面较短，同时能降低总压损失，改善非设计点性能。现有的曲面压缩进气道很难满足RBCC发动机在宽范围下的一系列性能要求，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，RBCC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RBCC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。
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曲面压缩变几何进气道，在改善进气道起动性的前提下，有效地改善引射、亚燃模态下的工作性能。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，由前到后包括依次相连接的进气道前体段、进气道内收缩段和进气道隔离段；
该进气道隔离段内设置有相连接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于机体上，后段喉道板和唇罩板均可沿进气道侧壁前后滑动。唇罩板和前段喉道板在同一直线上，且与进气道内收缩段的轴线相平行；后段喉道板由前到后向外侧倾斜设置。
进一步地，设定设计点Ma＝6下进气道唇口位置为基准点，唇罩板和后段喉道板以进气道唇口位置为参照点，在不同工况下移动后的位置如下：
工况 唇罩板位置
低马赫数(Ma0-2.8) -7.85H<sub>throat</sub>
高马赫数(Ma2.8-8) 0H<sub>throat</sub>
工况 后段喉道板位置
Ma0-3 -7.6H<sub>throat</sub>
4 -3.8H<sub>throat</sub>
5 -1H<sub>throat</sub>
6-8 0H<sub>throat</sub>
；
其中：“-”表示唇罩板和后段喉道板朝向来流方向移动后与参照点位置的距离，Hthroat为喉道高度。
进一步地，该唇罩板和后段喉道板均通过滑动装置与机体相连接；滑动装置包括设置在机体上、且与进气道的走向相一致的滑轨，滑动装置还包括开设在唇罩板和后段喉道板上、且与其走向相一致的凹槽，凹槽用于与滑轨相配装。
进一步地，该前段喉道板的两侧固定于机体上，且前段喉道板的前端覆盖于唇罩板上壁，其后端覆盖后段喉道板上壁。
进一步地，该唇罩板和后段喉道板均通过对应的动力机构带动实现滑动，动力机构包括设置于机体上的第一液压缸和第二液压缸，第一液压缸通过活塞杆与唇罩板相连接，第二液压缸通过活塞杆与后段喉道板相连接。
本发明一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道具有如下优点：1.通过移动唇罩板，使进气道的启动马赫数降低，可以达到在匹配相同构型燃烧室的前提下，改善进气道在设计点的工作性能、拓宽进气道的有效工作范围，有助于提高发动机全模态下的性能。2.布局拓展性强，在给定进气道喉道高度Hthroat的前提下，通过移动唇罩板和后段喉道板，即可获得在引射模态、亚燃模态具有更好的起动性能，有利于提高发动机的整体性能。
附图说明
图1是本发明一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道的结构示意图。
其中：a.进气道前体段；b.进气道内收缩；c.进气道隔离段；1.唇罩板；2.喉道板；2-1.前段喉道板；2-2.后段喉道板。
具体实施方式
本发明一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，如图1所示，由前到后包括依次相连接的进气道前体段a、进气道内收缩段b和进气道隔离段c；所述进气道隔离段c内设置有相连接的唇罩板1和喉道板2，喉道板2由前到后包括前段喉道板2-1和后段喉道板2-2，前段喉道板2-1固定于机体上，后段喉道板2-2和唇罩板1均可沿进气道侧壁前后滑动。唇罩板1和前段喉道板2-1在同一直线上，且与进气道内收缩段b的轴线相平行；后段喉道板2-2由前到后向外侧倾斜设置。
为了满足RBCC发动机燃烧室中燃烧的稳定高效，对进气道隔离段c出口的气流参数有一定的要求。在不同的马赫数下，燃烧室对来流的压缩程度要求不同。
该进气道的总收缩比CRTotal与进气道的增压比、出口气流马赫数等参数有密切的关系。进气道的总收缩比调节是通过调节进气道的喉道高度来实现的。通过调节进气道的喉道高度，即后段喉道板2-2前移，改变进气道喉部面积AThroat，从而改变进气道的收缩比A0/AThroat，A0为进气道的捕获面积。随着自由来流马赫数的增加，喉道逐渐下压，喉道高度将逐渐降低，喉道面积减小，降低通过喉道处的空气流量，增大气流的增压比和温升比，避免发生流动壅塞；同时，进气道收缩比增加，对于来流的压缩能力增强，进气道增压比升高，出口马赫数降低，降低进气道的自起动马赫数。
同时还设置了内收缩比ICR可调，由于RBCC进气道要求的起动马赫数较低，因此设置唇罩板1可调，在进气道起动前，唇口位置位于-7.85Hthroat，内收缩比最小，Ma0-2.8时，进气道均在此位置；Ma2.8-8时，唇罩板1朝向来流方向移动，此后保持不动。
设定设计点Ma＝6下进气道唇口位置为基准点，向下兼容低马赫数。所述唇罩板1以进气道唇口位置为参照点，在不同工况下滑动后的位置如表1所示：
表1不同工况下唇罩板位置
工况 唇罩板位置
低马赫数(Ma0-2.8) -7.85H<sub>throat</sub>
高马赫数(Ma2.8-8) 0H<sub>throat</sub>
其中“-”表示唇罩板1朝向来流方向滑动后与参照点位置的距离，Hthroat为喉道高度。
根据热力循环分析可知，在不同自由流马赫数下，存在最佳循环静温比，以保证发动机总效率最高。通过调节喉道高度以改变进气道对自由流的压缩程度，在不同马赫数下获得较优循环静温比，使发动机处于较优的工作状态。同时，通过进气道唇口平动，可以实现实际捕获面积的调节，有助于提高进气道起动性能和其他性能参数。本发明中引射、亚燃模态，即Ma0-5为进气道的非设计工况，故进气道需要通过调节获得较优性能。而在超燃模态，即Ma6-8下为设计工况，进气道不需要调节。
设定设计点Ma＝6下进气道唇口位置为基准点，后段喉道板2-2以进气道唇口位置为参照点，如表2所示，给出了在不同自由流马赫数下进气道的喉道高度，即不同工况下后段喉道板2-2的位置：
表2不同工况下后段喉道板位置
工况 后段喉道板位置
Ma0-3 -7.6H<sub>throat</sub>
4 -3.8H<sub>throat</sub>
5 -1H<sub>throat</sub>
6-8 0H<sub>throat</sub>
其中：“-”表示后段喉道板2-2朝向来流方向滑动后与参照点位置的距离，Hthroat为喉道高度。
该唇罩板1和后段喉道板2-2均通过滑动装置与机体相连接；滑动装置包括设置在机体上、且与进气道的走向相一致的滑轨，滑动装置还包括开设在唇罩板1后段喉道板2-2上、且与其走向相一致的凹槽，凹槽用于与滑轨相配装。该前段喉道板2-1的两侧固定于机体上，且前段喉道板2-1的前端覆盖于唇罩板1上壁，其后端覆盖后段喉道板2-2上壁。唇罩板1和后段喉道板2-2均通过对应的动力机构带动实现滑动，所述动力机构包括设置于机体上的第一液压缸和第二液压缸，第一液压缸通过活塞杆与唇罩板1相连接，第二液压缸通过活塞杆与后段喉道板2-2相连接。

Claims (4)

1.一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，其特征在于，由前到后包括依次相连接的进气道前体段(a)、进气道内收缩段(b)和进气道隔离段(c)；
所述进气道隔离段(c)内设置有相连接的唇罩板(1)和喉道板(2)，所述喉道板(2)由前到后包括前段喉道板(2-1)和后段喉道板(2-2)，所述前段喉道板(2-1)固定于机体上，所述后段喉道板(2-2)和唇罩板(1)均可沿进气道侧壁前后滑动；所述唇罩板(1)和前段喉道板(2-1)在同一直线上，且与进气道内收缩段(b)的轴线相平行；所述后段喉道板(2-2)由前到后向外侧倾斜设置。
2.根据权利要求1所述的一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，其特征在于，所述唇罩板(1)和后段喉道板(2-2)均通过滑动装置与机体相连接；所述滑动装置包括设置在机体上、且与进气道的走向相一致的滑轨，所述滑动装置还包括开设在唇罩板(1)和后段喉道板(2-2)上、且与其走向相一致的凹槽，所述凹槽用于与滑轨相配装。
3.根据权利要求2所述的一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，其特征在于，所述前段喉道板(2-1)的两侧固定于机体上，且前段喉道板(2-1)的前端覆盖于唇罩板(1)上壁，其后端覆盖后段喉道板(2-2)上壁。
4.根据权利要求3所述的一种火箭基组合循环发动机曲面压缩变几何进气道，其特征在于，所述唇罩板(1)和后段喉道板(2-2)均通过对应的动力机构带动实现滑动，所述动力机构包括设置于机体上的第一液压缸和第二液压缸，第一液压缸通过活塞杆与唇罩板(1)相连接，第二液压缸通过活塞杆与后段喉道板(2-2)相连接。
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