CN112627981B - 一种用于rbcc发动机的轴对称内并联式双模态进气道及控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种用于RBCC发动机的轴对称内并联式双模态进气道及控制方法。该进气道包括中心体、唇罩、可伸缩尾锥、分流隔板、作动部件。分流隔板内部为引射通道；分流隔板与唇罩之间形成高速冲压通道。当低速时，可伸缩尾锥被推至最前方，此时引射通道完全打开；当高速时，可伸缩尾锥被推至最后方，此时火箭引射通道完全关闭，高速冲压通道独立工作；由此兼顾了进气道在高、低速下的气动性能，保证了组合发动机可以在较宽泛的飞行包线内有效工作，且具有迎风面积小、布局紧凑、内部可用容积率大等优点。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器设计领域，尤其是一种可用于RBCC发动机的轴对称内并联式进气道。
背景技术
火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，以下简称RBCC)发动机将火箭发动机与冲压发动机有机结合在一起，与传统火箭发动机相比，RBCC在整个推进过程中具有较高的平均比冲，而与冲压发动机相比，RBCC能够从零速起动且具有较大的推重比，因而可同时满足飞行器大推力加速、高效率巡航以及全空域、全速域飞行的需要。进气道作为RBCC发动机推进系统的重要组成部分，不仅要在宽马赫数范围内高效地向发动机提供一定压力、温度和流量的空气，还要肩负着工作模态转换、出口流场均匀性调节以及隔离上下游扰动等功能。为此，如何设计可用于RBCC发动机的多模态进气道就成为了提高吸气式组合发动机性能的关键技术之一。
RBCC进气道由两个流道构成，分别对应发动机的火箭工作模态和冲压工作模态。出于设计便捷、结构简单、易于实现模态转换等角度的考虑，设计者大多将二元进气道应用于RBCC发动机。由于二元RBCC进气道的内通道型面是由二维平面曲线沿展向简单拉伸而成，因此在实现发动机模态转换时，只需要在进气道前体或者内部布置一个二元分流板，令其以展向为轴作定轴转动，便可以起到模态选择阀的作用，从而实现流道的开关切换和发动机工作模态的转换。
除二元进气道之外，另外一种常见的进气道构型是三维轴对称进气道，这类进气道的内通道型面是由二维曲线绕中心轴旋转而成的三维型面。相比于二元进气道，轴对称进气道具有迎风面积小、布局紧凑、进气道出口周向畸变小等优点，在工程应用中十分广泛，例如美国曾重点研究的ERJ、SERJ两型RBCC发动机就采用了轴对称构型的进气道。然而，在采用三维轴对称进气道的场合，设计者难以像上述二元RBCC进气道那样布置可转动的分流板，这就意味着一旦采取轴对称进气道构型，设计者很难将火箭通道和冲压通道并联布置，而不得不采用串联式的布局方案。但是，串联式RBCC进气道在高马赫数飞行时难以保护涡轮模块，涡轮模块在高速飞行时会带来很大的流动损失，从而影响发动机在高马赫数下的总体性能。
为此，需要一种新的技术方案以解决上述技术问题。
发明内容
为解决上述问题，本发明提供一种用于RBCC的轴对称内并联式双模态进气道，可以保留轴对称进气道原有的迎风面积小的优势，也能吸收并联式布局方案的优点，使得进气道布局更加紧凑，并提升进气道在高速飞行状态下的气动性能，使得飞行器在宽广的飞行包线内都能高效地工作。
本发明也提供了该进气道的控制方法。
为了达到上述目的，本发明提供的用于RBCC的轴对称内并联式双模态进气道采用的技术方案如下：
一种用于RBCC发动机的轴对称内并联式双模态进气道，包括中空的中心体、自前向后延伸的唇罩、可伸缩尾锥、分流隔板、作动部件；所述可伸缩尾锥设有与中心体后端连接的连接段及自连接段向后延伸的对接段；所述作动部件位于中心体内部且与可伸缩尾锥连接；分流隔板与可伸缩尾锥均位于唇罩内部，分流隔板内部为自前向后延伸的引射通道、且该引射通道的进口面对可伸缩尾锥；分流隔板与唇罩之间形成高速冲压通道；可伸缩尾锥在作动部件的带动下在第一位置及第二位置之间移动，当可伸缩尾锥在第一位置时，可伸缩尾锥与分流隔板不接触，所述引射通道的进口与进气道唇罩进口连通；当可伸缩尾锥在第二位置时，可伸缩尾锥与分流隔板接触并将引射通道的进口封闭。
而上述轴对称内并联式双模态进气道的控制方法可采用以下技术方案：
当飞行器的飞行马赫数低于进气道的模态转换马赫数Mt(2<Mt<2.5)时，将可伸缩尾锥移动至第一位置；当飞行器的飞行马赫数高于进气道的模态转换马赫数Mt(2<Mt<2.5)时，将可伸缩尾锥移动至第二位置。
有益效果：本发明提供的技术方案实现了在轴对称进气道中运用内并联式布局，避免了传统串联式布局下进气道高速性能较差的问题。本发明提供的可用于RBCC的轴对称内并联式双模态进气道能够适应较宽的飞行速域，为组合发动机提供最为合适的工作模态，由此兼顾了进气道在高、低速下的气动性能，保证了组合发动机可以在较宽泛的飞行包线内有效工作，且具有迎风面积小、布局紧凑、内部可用容积率大等优点。
附图说明
图1是本发明中进气道处于火箭模态时的剖视图。
图2是本发明中进气道处于高速冲压模态时的剖视图。
图3是图1中的局部放大图。
图4是图2中的局部放大图。
具体实施方式
请参阅图1及图2所示，本发明公开了一种用于RBCC的轴对称内并联式双模态进气道，其构成包括锥形的中心体1、唇罩2、可伸缩尾锥3、分流隔板4、冲压通道固定支板5、作动部件6、可伸缩尾锥的支板7、中心锥固定支板8。作动部件6可采用液压驱动或者电机驱动。
锥形中心体1通过中心锥固定支板8与唇罩2固定连接，可伸缩尾锥3作为内筒套在锥形中心体1内。
作动部件6沿着中心轴线布置在锥形中心体1内，与可伸缩尾锥的支板7相连接，可伸缩尾锥的支板7又与可伸缩尾锥3相互固定连接。
所述可伸缩尾锥3设有与中心体1后端连接的连接段31及自连接段向后延伸的对接段32。分流隔板4与可伸缩尾锥3均位于唇罩2内部。分流隔板4内部为自前向后延伸的引射通道9、且该引射通道9的进口面对可伸缩尾锥3；分流隔板4与唇罩2之间形成高速冲压通道10。该高速冲压通道10围绕在分流隔板4外侧，且高速冲压通道10横截面为圆环形状。如图2所示，可伸缩尾锥3的前半部分，即连接段31作为内筒套在中心体1的后部内壁内，连接段31可相对于中心体1的后部内壁前后滑动。
可伸缩尾锥3在作动部件的带动下在第一位置及第二位置之间移动，从而能够调整进气道内部结构状态。具体的，当可伸缩尾锥3在第一位置时，可伸缩尾锥与分流隔板不接触，所述引射通道的进口与进气道唇罩进口连通；此时引射通道完全打开，进气道处于火箭模态，用于飞行速度小于进气道的模态转换马赫数Mt(2<Mt<2.5)时的状态。
当可伸缩尾锥在第二位置时，可伸缩尾锥与分流隔板接触并将引射通道的进口封闭。此时只有高速冲压通道完全打开，进气道处于冲压模态，用于飞行马赫数M∞>Mt时的状态。
另外，在本实施方式中，可伸缩尾锥3为圆锥形，分流隔板4在引射通道9的进口处的内壁形成喇叭状，当可伸缩尾锥4在第二位置时，可伸缩尾锥3的圆锥侧面与引射通道9的内壁贴合。
本发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的优选实施方式。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。
Claims (6)
1.一种用于RBCC发动机的轴对称内并联式双模态进气道，其特征在于：包括中空的中心体（1）、自前向后延伸的唇罩（2）可伸缩尾锥（3）、分流隔板（4）、作动部件（6）；所述可伸缩尾锥设有与中心体后端连接的连接段（31）及自连接段向后延伸的对接段（32）；所述作动部件位于中心体内部且与可伸缩尾锥连接；分流隔板与可伸缩尾锥均位于唇罩内部，分流隔板内部为自前向后延伸的引射通道（9）、且该引射通道的进口面对可伸缩尾锥；分流隔板与唇罩之间形成高速冲压通道（10）；可伸缩尾锥在作动部件的带动下在第一位置及第二位置之间移动，当可伸缩尾锥在第一位置时，可伸缩尾锥与分流隔板不接触，所述引射通道的进口与进气道唇罩进口连通；当可伸缩尾锥在第二位置时，可伸缩尾锥与分流隔板接触并将引射通道的进口封闭。
2.根据权利要求1所述的轴对称内并联式双模态进气道，其特征在于：可伸缩尾锥的连接段（31）作为内筒套在中心体（1）的后部内壁内。
3.根据权利要求1或2所述的轴对称内并联式双模态进气道，其特征在于：所述可伸缩尾锥为圆锥形，分流隔板在引射通道的进口处的内壁形成喇叭状，当可伸缩尾锥在第二位置时，可伸缩尾锥的圆锥侧面与分流隔板的内壁贴合。
4.根据权利要求3所述的轴对称内并联式双模态进气道，其特征在于：还设有冲压通道固定支板（5）及中心锥固定支板（8）；所述中心体（1）通过中心锥固定支板（8）与唇罩（2）固定连接；分流隔板（4）通过冲压通道固定支板（5）与唇罩（2）固定连接。
5.根据权利要求4所述的轴对称内并联式双模态进气道，其特征在于：还包括可伸缩尾锥的支板（7）；作动部件（6）沿着中心轴线布置在中心体（1）内，与可伸缩尾锥的支板相连接，可伸缩尾锥的支板（7）又与可伸缩尾锥（3）相互固定连接。
6.一种根据权利要求1至5中任一项所述用于RBCC发动机的轴对称内并联式双模态进气道的控制方法，其特征在于：当飞行器的飞行马赫数低于进气道的模态转换马赫数Mt时，将可伸缩尾锥移动至第一位置；当飞行器的飞行马赫数高于进气道的模态转换马赫数Mt时，将可伸缩尾锥移动至第二位置；2<Mt<2.5。
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