CN113123899B - 一种中心引射火箭、rbcc发动机及其燃料喷注方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法，该中心引射火箭，包括具有火箭发动机流道的火箭支板，火箭发动机流道包括依次连通的燃烧室、喉部与喷管；火箭支板内设有第一喷注通道与第二喷注通道，第一喷注通道的一端位于火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端通过第一喷注结构与燃烧室相通；火箭支板的尾端设有第二喷注结构，第二喷注通道的一端位于火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端与第二喷注结构相连。不仅简化了中心引射火箭的尾部喷射喷管结构，使得中心引射火箭的喷管厚度可进一步减小；还提高RBCC发动机SMC引射模态下燃料和二次流的利用率，提升RBCC发动机比冲和推力性能。

Description

一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法

技术领域

本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，具体是一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法。

背景技术

在RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环)发动机运行过程中，引射模态(一般认为飞行马赫数0～3)消耗了绝大多数的燃料(占总飞行过程的65％)，在保证推力的前提下有效地减少引射模态的燃料消耗量能够极大地提升飞行器在全弹道范围上的整体性能。

传统上以SMC(即时混合燃烧)为燃烧组织方式的RBCC发动机在引射模态工作时，中心火箭喷射富燃燃气(一次流)，一次流与被引射的外部空气(二次流)在燃烧室内进行掺混，同时一次流中的过量燃气在高温下同二次流中的氧气反应组织二次燃烧，燃烧放热增大燃烧室内压力，从而进一步增强RBCC发动机的整体性能。传统SMC燃烧模式采用的喷管基本上为火箭发动机使用的主动冷却喷管，其喷管主动冷却构造如图1所示。一般情况下，冷燃料会作为主动冷却剂被注入火箭管壁内的冷却槽道之中，燃料流经一个回流的冷却槽道，吸热后再次喷注至火箭燃烧室内组织燃烧。这种主动冷却槽道包括冷却剂去向与回向槽道，结构复杂，制造难度较大，并且对喷管管壁的厚度有一定要求，这位给喷管管壁减薄带来困难。此外，冷却剂流经距离长，压力损失较大。

SMC燃烧组织模式下，采用传统中心火箭喷管，富燃喷射情况下的流场结构图如图2所示。由图2可知，中心引射火箭喷射高速的富燃燃料，与二次流在长度有限的空间内进行掺混，并同时伴随燃烧，燃烧反应是在一次流与二次流之间形成的超声速混合层中进行的，由于掺混极不充分，并且两股气流速度极大，只有少部分靠近反应混合层的空气和火箭尾流中的燃气得以参与反应，这就导致了在有限长度发动机出口处仍有大量未参与反应的空气与富燃尾流，从而浪费了燃料和氧化剂的使用效率，间接造成发动机比冲的降低。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法，可有效地提高燃料和二次流利用率，提升发动机比冲和推力性能。

为实现上述目的，本发明提供一种中心引射火箭，包括具有火箭发动机流道的火箭支板，所述火箭发动机流道包括依次连通的燃烧室、喉部与喷管；

所述火箭支板内设有第一喷注通道与第二喷注通道，所述第一喷注通道的一端位于所述火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端通过第一喷注结构与所述燃烧室相通；

所述火箭支板的尾端设有第二喷注结构，所述第二喷注通道的一端位于所述火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端与所述第二喷注结构相连。

在其中一个实施例中，所述第二喷注通道的数量为多个，且多个所述第二喷注通道沿周向间隔环绕在所述火箭发动机流道的周围。

在其中一个实施例中，各所述第二喷注通道所对应的第二喷注结构的喷注方向不尽相同。

在其中一个实施例中，各所述第二喷注通道所对应的第二喷注结构的喷注口径不尽相同。

在其中一个实施例中，所述火箭支板内部设有与各所述第二喷注通道一一对应的控制结构，以用于控制各所述第二喷注通道的导通或堵塞。

在其中一个实施例中，所述控制结构包括驱动件、阻塞滑块与滑槽，所述滑槽与所述第二喷注通道相交；

所述阻塞滑块滑动连接在滑槽内，且所述驱动件与所述阻塞滑块传动相连，以驱动阻塞滑块滑动并堵塞所述第二喷注通道。

在其中一个实施例中，所述控制结构位于所述火箭支板内部对应所述喉部的位置。

为实现上述目的，本发明提供一种RBCC发动机，包括进气道与内流道，其特征在于，所述内流道上的隔离段区域设有上述中心引射火箭。

为实现上述目的，本发明提供一种RBCC发动机的燃料喷注方法，采用上述RBCC发动机，该方法具体包括如下步骤：

步骤1，获取RBCC发动机中一次流的流量参数与二次流的流量参数；

步骤2，基于一次流的流量参数得到中心引射火箭的火箭燃料喷注参数，并基于二次流的流量参数得到内流道中混合段区域的掺混燃料喷注参数；

步骤3，基于火箭燃料喷注参数向第一喷注通道内导入燃料，基于掺混燃料喷注参数向第二喷注通道内导入燃料。

在其中一个实施例中，步骤3中，在向第二喷注通道内导入燃料的过程中，基于RBCC发动机的飞行阶段选择对应的第二喷注通道导入燃料。

相较于现有技术，本发明所提供的一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法具有如下有益效果：

1.对中心引射火箭的主动冷却方式进行了改进，简化了中心引射火箭的尾部喷射喷管结构，使得中心引射火箭的喷管厚度可进一步减小；

2.基于中心引射火箭的主动冷却方式的改进，提高RBCC发动机SMC引射模态下燃料和二次流的利用率，提升RBCC发动机比冲和推力性能。

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为现有技术中中心引射火箭的喷管主动冷却构造示意图；

图2为现有技术中基于传统中心引射火箭喷管的RBCC发动机在SMC引射模态下的流场结构示意图；

图3为本发明实施例中中心引射火箭的结构示意图；

图4为本发明实施例中RBCC发动机的结构示意图；

图5为基于本实施例1中心引射火箭喷管的RBCC发动机在SMC引射模态下的流场结构示意图。

附图标号说明：火箭支板10、燃烧室101、喉部102、喷管103、第一喷注通道104、第二喷注通道105、氧化剂通道106、第二喷注结构107、驱动件201、阻塞滑块202、滑槽203、内流道20。

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。

实施例1

如图1所示为本实施例所公开的一种中心引射火箭，包括具有火箭发动机流道的火箭支板10，其中，火箭发动机流道包括依次连通的燃烧室101、喉部102与喷管103。火箭支板10内设有第一喷注通道104与第二喷注通道105，第一喷注通道104的一端位于火箭支板10的首端且与外部燃料储箱相连，另一端通过第一喷注结构与燃烧室101相通，且火箭支板10上还设有氧化剂通道106，该氧化剂通道106的一端位于火箭支板10的首端且与外部氧化剂储箱相连，另一端通过第三喷注结构与燃烧室101相通；火箭支板10的尾端设有第二喷注结构107，第二喷注通道105的一端位于火箭支板10的首端且与外部燃料储箱相连，另一端与第二喷注结构107相连。

本实施例中，将传统中心引射火箭的主动冷却结构中的去/回双向槽道改为仅保留去向的单向槽道，即第二喷注通道105。同时在喷管103的尾端设置第二喷注结构107以用于主动冷却的燃料直接喷出，喷出的燃料可以在RBCC燃烧室101内进行二次燃烧放热。通过这一结构改进，简化了中心引射火箭的冷却槽道结构设计，并为火箭管壁的进一步减薄提供可能，同时大大缩短了中心引射火箭中冷却剂的流经长度，保证了其在喷管103尾部进行喷射时具备足够的喷注压力。

本实施例中，第二喷注通道105的数量为多个，且多个第二喷注通道105沿周向间隔环绕在火箭发动机流道的周围。进一步地，各第二喷注通道105所对应的第二喷注结构107的喷注方向不尽相同。例如，本实施例中第二喷注通道105的数量为三个以上，根据喷注方向可以将第二喷注通道105分为三类，其中，第一类第二喷注通道105的喷注方向向一次流的方向倾斜，第二类第二喷注通道105的喷注方向与发动机的轴线平行，第三类第二喷注通道105的喷注方向向二次流的方向倾斜。更进一步地，上述第一类与第三类第二喷注通道105的的数量均为多个，且同一类中各第二喷注通道105的喷注方向也不仅相同，例如，第一类第二喷注通道105的数量为三个，其中第一个第二喷注通道105的喷注方向为向一次流倾斜5°，第二个第二喷注通道105的喷注方向为向一次流倾斜10°，第二个第二喷注通道105的喷注方向为向一次流倾斜15°；第三类第二喷注通道105的数量为三个，其中第一个第二喷注通道105的喷注方向为向二次流倾斜5°，第二个第二喷注通道105的喷注方向为向二次流倾斜10°，第二个第二喷注通道105的喷注方向为向二次流倾斜15°。且上述每一类第二喷注通道105所对应的第二喷注结构107的喷注口径不尽相同。进而可以在不同飞行阶段选用不同燃料喷注角度及喷口直径，比如在低速引射模态飞行(Ma〈1.7)时，火箭对二次流的引射作用大于其自身冲压作用，二次流自身能量较小，此时将燃料向一次流方向倾斜喷注或横向喷注，以减小对二次流的阻塞作用，即采用上述的第一类或第二类的第二喷注通道105进行喷注。当飞行马赫数大于1.7时，二次流具有较强的冲压作用，此时可以将燃料略微向二次流喷注，即采用上述的第三类的第二喷注通道105进行喷注；同时选用较大的喷嘴口径以增大燃料射流的穿透深度，可以更好地利用二次流中的氧化剂，达到增强燃烧的效果。

本实施例中，火箭支板10内部设有与各第二喷注通道105一一对应的控制结构，以用于控制各第二喷注通道105的导通或堵塞。具体地，控制结构包括驱动件201、阻塞滑块202与滑槽203，滑槽203与第二喷注通道105相交；阻塞滑块202滑动连接在滑槽203内，且驱动件201与阻塞滑块202传动相连，以驱动阻塞滑块202滑动并堵塞第二喷注通道105。

其中，阻塞滑块202通过电机驱动或液压驱动的方式实现滑动。当阻塞滑块202通过电机驱动实现滑动时，驱动件201为一小型电机，且该小型电机的输出端上固定设有齿轮。火箭支板10内部设有与滑槽203相通的驱动槽，且滑槽203位于驱动槽与第二喷注通道105之间，同时火箭支板10内部还设有电机舱与传动通道。小型电机设在电机舱内，阻塞滑块202的底端嵌入滑动连接在滑槽203内，阻塞滑块202的定位设有齿条且位于驱动槽内，小型电机的输出端穿过传动通道后位于驱动槽内，且输出端上的齿轮与阻塞滑块202上的齿条啮合，此时随着小型电机的启动即能实现阻塞滑块202在滑槽203内滑动。其中优选地，小型电机的输出端与传动通道的壁之间设置有密封结构。若阻塞滑块202通过液压驱动的方式实现滑动，其实施机构与上述电机驱动基本类似，只需将小型电机更换为小型液压缸即可。

作为优选地实施方式，控制结构位于火箭支板10内部对应喉部102的位置，进而充分利用了火箭支板10对应喉部102位置的空间，无需对火箭支板10进行加厚处理即能完成控制结构的布置。

本实施例中，第一喷注结构与第二喷注结构107可以采用喷嘴或喷注微孔。

需要注意的是，本实施例中阻塞滑块202的驱动方式并不局限于上述的电机驱动或液压驱动，也可以采用其他方式，例如电磁驱动等。

实施例2

本实施例还公开了一种RBCC发动机，包括进气道与内流道20，内流道20上的隔离段区域设有上述实施例1中的中心引射火箭。根据图5可知，基于改进后中心引射火箭的RBCC发动机工作在引射模态时，中心引射火箭不再喷射富燃燃料，液态燃料(如煤油)以一定压力注入中心引射火箭的第二喷注通道105，第二喷注通道105在喷管103的尾部连接第二喷注结构107，经过吸热后的液态燃料经由第二喷注结构107喷入RBCC的燃烧室101，在燃烧室101中很快和二次流掺混(掺混效果与喷射方向相关)，并在中心火箭尾流高温的作用下被引燃，完成二次燃烧放热。

基于上述实施例2中的RBCC发动机，本实施例还公开了一种RBCC发动机的燃料喷注方法，该方法具体包括如下步骤：

步骤1，获取RBCC发动机中一次流的流量参数与二次流的流量参数，其中，一次流的流量参数与二次流的流量参数均为RBCC发动机的设计值，因此本实施例中不再对其赘述；

步骤2，基于一次流的流量参数得到中心引射火箭的火箭燃料喷注参数，并基于二次流的流量参数得到内流道中混合段区域的掺混燃料喷注参数，其中，基于一次流与二次流计算RBCC发动机的喷注参数为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再对其赘述；

步骤3，基于火箭燃料喷注参数向第一喷注通道104内导入燃料，基于掺混燃料喷注参数向第二喷注通道105内导入燃料。

在步骤3中，在向第二喷注通道105内导入燃料的过程中，基于RBCC发动机的飞行阶段选择对应的第二喷注通道105导入燃料。

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 (7)

1.一种中心引射火箭，其特征在于，包括具有火箭发动机流道的火箭支板，所述火箭发动机流道包括依次连通的燃烧室、喉部与喷管；

所述火箭支板内设有第一喷注通道与第二喷注通道，所述第一喷注通道的一端位于所述火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端通过第一喷注结构与所述燃烧室相通；

所述火箭支板的尾端设有第二喷注结构，所述第二喷注通道的一端位于所述火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端与所述第二喷注结构相连；

所述第二喷注通道的数量为多个，且多个所述第二喷注通道沿周向间隔环绕在所述火箭发动机流道的周围；

各所述第二喷注通道所对应的第二喷注结构的喷注方向不尽相同；根据喷注方向可以将第二喷注通道分为三类，其中，第一类第二喷注通道的喷注方向向一次流的方向倾斜，第二类第二喷注通道的喷注方向与发动机的轴线平行，第三类第二喷注通道的喷注方向向二次流的方向倾斜；第一类与第三类第二喷注通道的数量均为多个，且同一类中各第二喷注通道的喷注方向也不仅相同；

各所述第二喷注通道所对应的第二喷注结构的喷注口径不尽相同，进而可以在不同飞行阶段选用不同燃料喷注角度及喷口直径。

2.根据权利要求1所述中心引射火箭，其特征在于，所述火箭支板内部设有与各所述第二喷注通道一一对应的控制结构，以用于控制各所述第二喷注通道的导通或堵塞。

3.根据权利要求2所述中心引射火箭，其特征在于，所述控制结构包括驱动件、阻塞滑块与滑槽，所述滑槽与所述第二喷注通道相交；

所述阻塞滑块滑动连接在滑槽内，且所述驱动件与所述阻塞滑块传动相连，以驱动阻塞滑块滑动并堵塞所述第二喷注通道。

4.根据权利要求2所述中心引射火箭，其特征在于，所述控制结构位于所述火箭支板内部对应所述喉部的位置。

5.一种RBCC发动机，包括进气道与内流道，其特征在于，所述内流道上的隔离段区域设有权利要求1-4任一项所述中心引射火箭。

6.一种RBCC发动机的燃料喷注方法，其特征在于，采用权利要求5所述RBCC发动机，所述燃料喷注方法具体包括如下步骤：

步骤1，获取RBCC发动机中一次流的流量参数与二次流的流量参数；

步骤2，基于一次流的流量参数得到中心引射火箭的火箭燃料喷注参数，并基于二次流的流量参数得到内流道中混合段区域的掺混燃料喷注参数；

步骤3，基于火箭燃料喷注参数向第一喷注通道内导入燃料，基于掺混燃料喷注参数向第二喷注通道内导入燃料。

7.根据权利要求6所述RBCC发动机的燃料喷注方法，其特征在于，步骤3中，在向第二喷注通道内导入燃料的过程中，基于RBCC发动机的飞行阶段选择对应的第二喷注通道导入燃料。

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