CN112983675B - 一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机，包括依次相连的隔离段与混合段，隔离段上设有一级进气口，混合段上靠近隔离段的位置设有二级进气口；一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰；混合段上设有调节结构，以用于调节二级进气口的开口幅度。通过二级进气口可以在引射模态下开启所拓展的二级进气口，使被引射的二次流流量得以提升，而且通过调节结构可以调节二级进气口的开口大小，可更好对二次流进气量进行控制；不会挤占中心火箭应有的空间范围，与凹腔的结合可以在低速段减小凹腔带来的总压损失。

Description

一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机

技术领域

本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，具体是一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机。

背景技术

引射火箭是RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环)发动机的重要部件，在引射模态下(飞行马赫数小于3时)是发动机推力的主要来源。为了保证能够为飞行器提供充足动力，引射火箭的尺寸较大，可占流道展向总截面积的40％以上，使得隔离段二次流流道较为狭窄，在亚声速工作条件下，由于中心火箭的引射抽吸作用，二次流在狭窄流道内很容易达到声速，形成壅塞，此时进一步增大火箭流量，二次流流量也无法提升。

此外，当中心火箭进行加力运行时，火箭羽流流量及总压增大，二次流流量无法提高的情况下，混合段内的火箭羽流将进一步挤压二次流流道，甚至完全阻滞二次流流动，由于二次流流量被抑制，此时RBCC发动机中将无法在后部组织燃料的二次喷注燃烧，整体实际上退化为火箭发动机。

现有技术中为解决二次流在隔离段内流动壅塞问题，选择将隔离段设置为渐扩结构，但这会挤占中心火箭的体积，可能会造成推力不足等问题。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机，可提高二次来流空气的抽吸流量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。

为实现上述目的，本发明提供一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，包括依次相连的隔离段与混合段，所述隔离段上设有一级进气口，所述混合段上靠近隔离段的位置设有二级进气口；

所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰；

所述混合段上设有调节结构，以用于调节二级进气口的开口幅度。

在其中一个实施例中，所述调节结构包括滑块与驱动组件，所述滑块的一端为自由端，另一端为驱动端；

所述滑块滑动连接在混合段上且位于二级进气口一侧的位置，所述二级进气口的另一侧位于所述自由端的滑动路径上，当所述自由端滑动至二级进气口的另一侧时，所述二级进气口被封堵；

所述驱动组件设在混合段上并与所述驱动端传动相连。

在其中一个实施例中，所述混合段上对应二级进气口一侧的位置设有滑槽，且所述滑槽与二级进气口相通，所述滑块滑动连接在滑槽内。

在其中一个实施例中，所述滑槽的槽口处设有密封结构。

在其中一个实施例中，所述驱动组件为液压缸驱动或电机驱动。

在其中一个实施例中，所述自由端上设有密封垫，所述二级进气口的对应侧设有与密封垫对应的密封槽。

在其中一个实施例中，所述二级进气口对应自由端的一侧上设有密封槽，所述密封槽内设有密封垫。

在其中一个实施例中，所述二级进气口对称环部于所述混合段上。

为实现上述目的，本发明还提供一种火箭基组合循环发动机，包括中心火箭流道、进气道与上述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，所述中心火箭流道内设有中心火箭；所述中心火箭流道的出口位于所述隔离段与混合段相交的位置，以使得由中心火箭流道喷出的火箭燃气与由进气道进入隔离段的来流能够在混合段充分混合。

在其中一个实施例中，所述进气道上靠近一级进气口的位置设有能够控制进气道与一级进气口之间导通或封堵的第一开闭结构，所述进气道上靠近二级进气口的位置设有能够控制进气道与二级进气口之间导通或封堵的第二开闭结构。

相较于现有技术，本发明提供的一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机具有如下效果：

1.通过设置二级进气口，进而可以在引射模态下开启所拓展的二级进气口，使得被引射的二次流流量得以提升；

2.通过设置调节结构，进而可以调节二级进气口的开口大小，可更好对二次流进气量进行控制；

3.采用壁面可拓展的二级进气口，不会挤占中心火箭应有的空间范围，与凹腔的结合可以在低速段减小凹腔带来的总压损失。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道的整体结构示意图；

图2为本发明实施例中调节结构在第一种实施方式下二级进气口关闭的局部结构示意图；

图3为本发明实施例中调节结构在第一种实施方式下二级进气口开启的局部结构示意图；

图4为本发明实施例中调节结构在第二种实施方式下二级进气口关闭的局部结构示意图；

图5为本发明实施例中调节结构在第二种实施方式下二级进气口开启的局部结构示意图；

图6为本发明实施例中火箭基组合循环发动机的结构示意图。

附图标号说明：隔离段10、一级进气口101、混合段20、二级进气口201、调节结构30、滑块301、驱动组件302、凹槽303、滑槽304、密封结构305、密封垫306、密封槽307、中心火箭流道40、进气道50、外流道501、内流道502、第一开闭结构503、第二开闭结构504。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例所公开的一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道502，其具体包括依次相连的隔离段10与混合段20。隔离段10上设有一级进气口101，混合段20上靠近隔离段10的位置设有二级进气口201，一级进气口101、二级进气口201并联连接在发动机的进气道50上，以使得一级进气口101与二级进气口201可独立开闭而相互之间无干扰，实现不同工况下RBCC发动机的适用性。其中，混合段20上设有调节结构30，以用于调节二级进气口201的开口幅度，进而可更好对二次流进气量进行控制。

本实施例中，通过在混合段20上增设二级进气口201，进而可以在引射模态下开启所拓展的二级进气口201，使得被引射的二次流流量得以提升。具体地，当RBCC发动机运行于引射模态时，可通过调节结构30控制二级进气口201打开，且其开合程度可根据实际进气需求进行实时调整，以适应发动机后体二次燃料喷注的需求。此时外界大气由一级进气口101和二级进气口201同时抽吸进入发动机内部，中心火箭的引射能力得以充分发挥，二次流流量相较于单一的前端进气方式得到提升，同时当火箭处于加力工作状态时，二次流流量也相应提升，从而提高发动机比冲；当发动机运行于冲压模态及纯火箭模态时，则可通过调节结构30控制二级进气口201关闭。

参考图2-3为本实施例中调节结构30的第一种实施方式，该种实施方式下，调节结构30包括滑块301与驱动组件302，其中，滑块301的一端为自由端，另一端为驱动端，驱动组件302设在混合段20上并与驱动端传动相连。具体地，滑块301滑动连接在混合段20上且位于二级进气口201一侧的位置，二级进气口201的另一侧位于自由端的滑动路径上，当自由端滑动至二级进气口201的另一侧时，二级进气口201被封堵，此时二级进气口201关闭。通过改变滑块301的滑动位置即可改变二级进气口201的开口幅度。需要注意的是，该种实施方式下滑块301的下表面与混合段20的壁面是平齐的，当滑块301滑动至关闭二级进气口201的位置时，此时混合段20的壁面上则会由于滑块301的空缺形成凹槽303，该凹槽303还可作为凹腔火焰稳定器用于组织亚声速/超声速燃烧。

参考图4-5为本实施例中调节结构30的第二种实施方式，该种实施方式下，调节结构30同样包括滑块301与驱动组件302，其中，滑块301的一端为自由端，另一端为驱动端，驱动组件302设在混合段20上并与驱动端传动相连。具体地，混合段20上对应二级进气口201一侧的位置设有滑槽304，且滑槽304与二级进气口201相通，滑块301滑动连接在滑槽304内，二级进气口201的另一侧位于自由端的滑动路径上，当自由端滑动至二级进气口201的另一侧时，二级进气口201被封堵，此时二级进气口201关闭。通过改变滑块301的滑动位置即可改变二级进气口201的开口幅度。该种实施方式相较于第一种实施方式，由于滑块301是滑动连接在滑槽304内的，而滑槽304又是从二级进气口201的侧壁上开设在混合段20内，使得滑块301与混合段20的壁面之间并不存在连接关系，因此在滑块301滑动的过程中并不会影响混合段20内的燃烧反应。同时需要注意的是，由于滑槽304的存在，因此当滑块301滑动至关闭二级进气口201的位置时，此时滑块301的底面与混合段20的壁面之间具有一定的高度差，即会由于滑块301的存在在二级进气口201处形成凹槽303，该凹槽303还可作为凹腔火焰稳定器用于组织亚声速/超声速燃烧。

作为优选地实施方式，在上述调节结构30的第二种实施方式中，滑槽304的槽口处设有密封结构305，以避免气流经由滑块301与滑槽304的连接缝隙进入滑槽304。该密封结构305可为设在滑槽304的槽口边缘上的石棉纤维，也可以采用其他密封材料。

在上述调节结构30的第一种与第二种实施方式中，驱动组件302为液压缸驱动或电机驱动，且驱动组件302设在混合段20的壁面内部。当驱动组件302为液压缸驱动时，驱动组件302则包括设在混合段20上的液压缸，该液压缸的输出端与滑块301的驱动端固定相连。当驱动组件302为电机驱动时，驱动组件302则包括设在混合段20上的电机与丝杆传动结构，通过电机驱动丝杆螺母转动，进而带动丝杆做线性运动，当然，本实施例中的驱动组件302并不局限于上述两种方式，也可以采用其他结构，例如气缸驱动或电磁铁驱动等。

在上述调节结构30的第一种与第二种实施方式中，自由端上设有密封垫306，二级进气口201的对应侧设有与密封垫306对应的密封槽307。或者为：二级进气口201对应自由端的一侧上设有密封槽，密封槽内设有密封垫。进而使得当二级进气口201被封闭时，滑块301与二级进气口201的侧壁之间具有良好的密封性能。其中，密封垫306可采用石棉纤维，也可以采用其他密封材料。

本实施例中，二级进气口201对称环部于混合段20上。其具体有两种实施结构：

在第一种实施结构下，二级进气口201的数量为多个，且呈环形阵列结构分布在混合段20上；

在第二种实施结构下，二级进气口201为环形口，且其数量为一个或多个，当数量为多个时，多个二级进气口201沿发动机的轴线间隔设在混合段20上。

参考图6，一种火箭基组合循环发动机，包括中心火箭流道40、进气道50与上述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道502，中心火箭流道40内设有中心火箭；中心火箭流道40的出口位于隔离段10与混合段20相交的位置，以使得由中心火箭流道40喷出的火箭燃气与由进气道50进入隔离段10的来流能够在混合段20充分混合。

具体地，进气道50具有相互连通进气部分与隔离部分，且隔离部分被RBCC发动机内流道502的壁分隔成了并联的外流道501与内流道502，其中，一级进气口101与内流道502连通，二级进气口201与外流道501连通。进一步具体地，进气道50上靠近一级进气口101的位置设有能够控制进气道50与一级进气口101之间导通或封堵的第一开闭结构503，即内流道502上设置有第一开闭结构503，进而控制二次气流经由一级进气口101进入RBCC发动机内流道502的与否；进气道50上靠近二级进气口201的位置设有能够控制进气道50与二级进气口201之间导通或封堵的第二开闭结构504，即外流道501的流道上设置有第二开闭结构504，进而控制二次气流经由二级进气口201进入RBCC发动机内流道502的与否；优选地，进气道50的入口位置设有能够控制进气道50入口开闭的第三开闭结构，即进气部分的入口处设置有第三开闭结构，控制整个进气道50的开闭，进而控制二次气流进入RBCC发动机内流道502的与否。至于如何在进气道50内设置第一开闭结构503、第二开闭结构504与第三开闭结构则为本领域的常规技术手段，因此本实施例中不在赘述，其具体实施方式可以参考专利CN110566365A所公开的相关结构。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，其特征在于，包括依次相连的隔离段与混合段，所述隔离段上设有一级进气口，所述混合段上靠近隔离段的位置设有二级进气口；

所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰；

所述混合段上设有调节结构，以用于调节二级进气口的开口幅度；

所述调节结构包括滑块与驱动组件，所述滑块的一端为自由端，另一端为驱动端；

所述滑块滑动连接在混合段上且位于二级进气口一侧的位置，所述二级进气口的另一侧位于所述自由端的滑动路径上，当所述自由端滑动至二级进气口的另一侧时，所述二级进气口被封堵；

所述驱动组件设在混合段上并与所述驱动端传动相连；

所述滑块的下表面与混合段的壁面平齐，当所述滑块滑动至关闭二级进气口的位置时，混合段的壁面上则会由于滑块的空缺形成凹槽，可作为凹腔火焰稳定器组织亚声速/超声速燃烧；或

所述混合段上对应二级进气口一侧的位置设有滑槽，且所述滑槽与二级进气口相通，所述滑块滑动连接在滑槽内，当滑块滑动至关闭二级进气口的位置时，此时滑块的底面与混合段的壁面之间具有高度差，即会由于滑块的存在在二级进气口处形成凹槽，可作为凹腔火焰稳定器组织亚声速/超声速燃烧。

2.根据权利要求1所述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，其特征在于，所述滑槽的槽口处设有密封结构。

3.根据权利要求1或2所述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，其特征在于，所述驱动组件为液压缸驱动或电机驱动。

4.根据权利要求1或2所述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，其特征在于，所述自由端上设有密封垫，所述二级进气口的对应侧设有与密封垫对应的密封槽。

5.根据权利要求1或2所述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，其特征在于，所述二级进气口对应自由端的一侧上设有密封槽，所述密封槽内设有密封垫。

6.根据权利要求1或2所述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，其特征在于，所述二级进气口对称环部于所述混合段上。

7.一种火箭基组合循环发动机，其特征在于，包括中心火箭流道、进气道与权利要求1至6任一项所述可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，所述中心火箭流道内设有中心火箭；所述中心火箭流道的出口位于所述隔离段与混合段相交的位置，以使得由中心火箭流道喷出的火箭燃气与由进气道进入隔离段的来流能够在混合段充分混合。

8.根据权利要求7所述火箭基组合循环发动机，其特征在于，所述进气道上靠近一级进气口的位置设有能够控制进气道与一级进气口之间导通或封堵的第一开闭结构，所述进气道上靠近二级进气口的位置设有能够控制进气道与二级进气口之间导通或封堵的第二开闭结构。

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