CN114109650B - 一种整体式液体火箭冲压组合动力装置 - Google Patents

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Abstract

一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，属于宽速域组合动力技术领域。包括侧方进气道、储箱装置、引射火箭、引射掺混段、混合燃烧室和尾喷管；引射火箭固定在引射掺混段的中心，储箱装置放置于引射火箭的头部，侧方进气道设在储箱装置的周围，引射掺混段的后端接混合燃烧室，混合燃烧室壁面设8个燃料短支板，所述引射火箭、混合燃烧室共用一个尾喷管。液体火箭可对火箭工作状态进行控制，保证装置在各种工况下具有较高性能。瓣状引射掺混段型面与火箭羽流相契合可增大对进气道来流的抽吸作用，增加低马赫数进气道捕获空气量。掺混效果较好在保证发动机性能同时缩短发动机长度，减轻发动机重量；储箱容积大，结构紧凑，空间利用率较高。

Description

一种整体式液体火箭冲压组合动力装置
技术领域
本发明属于宽速域组合动力技术领域，尤其是涉及一种整体式液体火箭冲压组合动力装置。
背景技术
20世纪60年代，美国率先开展可重复使用航天运输系统研究计划，在这一背景下首次开始火箭冲压组合推进系统的研究工作，在2012年NASA发布的发射与推进系统开发路径图TA-01中，火箭冲压组合发动机被列为吸气式推进系统中优先级最高的两种发动机之一(Lei Shi,Guojun Zhao,Yiyan Yang,Da Gao,Fei Qin,Xianggeng Wei,GuoqiangHe.Research progress on ejector mode of rocket-based combined-cycle engines[J].Progress in Aerospace Sciences,2019,107.)。
我国从上世纪70年代开始对火箭冲压发动机技术进行跟踪研究，90年代开始中国航天科工集团三院三十一所和西北工业大学开始相关研究，随后国防科技大学，中国空气动力研究与发展中心，南京航空航天大学等单位相继加入。近十年来在火箭冲压组合发动机引射模态原理、模态转换过程、燃料喷注与火焰稳定和引射冲压性能提升的研究上开展大量工作，完成地面Ma0引射启动到Ma7的火箭冲压组合发动机原理验证试验。
针对火箭冲压组合发动机在超声速远程巡航导弹、可回收侦查打击装置中的应用前景，考虑到现有火箭冲压动力装置存在以下主要问题：引射火箭多采用固体火箭，对火箭工作状态控制较为困难，难以保证组合动力装置在各种工况下具有较高的性能；进气道与引射火箭、冲压燃烧室串联，火箭工作过程中进气道易受其影响；掺混段掺混效果较差，导致发动机长度过长；燃料支板布置于流道中心需承受火箭高温尾流，导致热防护困难。本发明提出一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，以适应飞行器宽速域远程巡航及任务机动需求。
发明内容
本发明的目的在于针对现有技术存在的上述缺陷，提供可在缩短发动机长度、降低热防护难度的情况下，满足飞行器宽速域远程巡航及任务机动要求的一种整体式液体火箭冲压组合动力装置。
本发明包括侧方进气道、储箱装置、引射火箭、引射掺混段、混合燃烧室和尾喷管；所述引射火箭固定在引射掺混段的中心，储箱装置放置于引射火箭的头部，侧方进气道设在储箱装置的周围，引射掺混段的后端接混合燃烧室，混合燃烧室壁面设8个燃料短支板，所述引射火箭、混合燃烧室共用一个尾喷管形成整体式组合动力装置。
所述侧方进气道可设4个，4个进气道布置在储箱周围在增加组合动力装置进气量的同时可增大燃料储箱容积。
所述引射掺混段为花瓣状结构，引射火箭设置于“花心”处，进气道扩压段出口“四花瓣”结构与引射段有效融合；花瓣状引射掺混段的型面与引射火箭的羽流相契合；花瓣状引射掺混段的掺混效果较好在保证发动机性能同时缩短发动机长度，减轻发动机重量。
所述引射火箭采用液体燃料，易于对火箭工作状态进行控制，以保证组合动力装置在各种工况下具有较高性能。
燃料短支板近壁面布置，可有效避免火箭高温尾流对结构的冲蚀而造成的热防护困难，并配合火箭头部喷注一定量的燃料及氧化剂作为混合燃烧室中心区域的燃料补充，可减弱因为燃料支板近壁面布置，导致燃烧室释热区域不均的问题。
与现有技术相比，本发明取得的有益效果如下：
(1)本发明中所用液体火箭相比固体火箭发动机，燃烧可控性好，易于对火箭工作状态进行控制，可根据需求重复点熄火，固体火箭实现同样的功能控制调节手段更为复杂。
(2)本发明中引射掺混段为花瓣结构，引射火箭置于“花心”。瓣状引射掺混段贴合火箭羽流型面，在提高引射流量同时增强火箭射流与来流掺混效果，有效缩短掺混段长度，从而减轻发动机重量。瓣状引射掺混段型面与火箭羽流相契合可增大对进气道来流的抽吸作用，增加低马赫数进气道捕获空气量。
(3)本发明中混合燃烧室环壁面布置燃料喷射支板，由侧壁面开设的喷油孔斜向前方喷射，对近壁面低扰动来流进行补燃并发挥钝体火焰稳定器的功能。燃料短支板近壁面布置，可有效避免火箭高温尾流对结构的冲蚀而造成的热防护困难。在Ma3.0～4.5配合火箭头部喷注一定量的燃料及氧化剂作为混合燃烧室中心区域的燃料补充，可减弱因为燃料支板近壁面布置，导致燃烧室释热区域不均的问题。
(4)本发明中储箱装置放置于火箭头部，进气道布置在储箱周围在增加动力装置进气量的同时可增大燃料储箱容积，结构简单紧凑、空间利用率较高。
附图说明
图1为本发明的结构组成示意图。
图2为本发明的右视示意图。
图3为本发明的剖视示意图。
图4为燃料支板的局部放大示意图。
图5为瓣状引射掺混段零件示意图。
图中的标记为：1是侧方进气道，11是二元进气道段，12是方转圆段，13是“S”弯段，14是进气道瓣状扩张段，2是储箱装置，3是液体火箭，31是火箭头部，32是火箭燃烧室，33是火箭喷管，4是瓣状引射掺混段，41是瓣状扩张壁面，5是冲压燃烧室，6是尾喷管，7燃料支板，71为支板V形前缘，72为V形前壁面燃料侧向喷射孔，73为后方侧向喷射孔，74为燃油通道。
具体实施方式
以下结合附图，对本发明的实施方式进行进一步的详细说明。
如图1所示，本发明装置主要包括侧方进气道1、储箱装置2、液体火箭3、瓣状引射掺混段4、混合燃烧室5、燃料支板7和尾喷管6。液体火箭3固定在瓣状引射掺混段4的中心，储箱装置2放置于液体火箭3的头部，侧方进气道1布置在储箱装置2的周围，瓣状引射掺混段4的后端接混合燃烧室5，燃烧室壁面布置八个短燃料支板7，上述液体火箭3、混合燃烧室5共用一个尾喷管6从而形成一种整体式组合动力装置。
所述侧方进气道1布置于储箱装置2的周围，主要由二元进气段11、方转圆段12、“S”弯段13和进气道瓣状扩张段14构成。
所述储箱装置2是氧化剂与燃料储箱，储箱装置2内氧化剂及燃料经增压后输送至火箭头部31，喷注进入火箭燃烧室32燃烧产生高温高压燃气并通过火箭喷管33加速膨胀排出。
所述液体火箭3通过控制储箱装置2燃料供给量，实现对火箭工作状态的控制。
所述液体火箭3羽流型面与瓣状扩张壁面41相似，两者型面相契合可增大对侧方进气道1来流的抽吸作用，增加低马赫数进气道捕获空气量。此外，瓣状引射掺混段4还可增强火箭射流与来流掺混效果，有效缩短掺混段长度，从而减轻动力发动机重量。
所述燃料支板7为带燃料喷射补燃作用的支板型火焰稳定器，由V形前缘71、V形前壁面燃料侧向喷射孔72、后方侧向喷射孔73、燃油通道74和后方钝体结构组成。燃料加压后经管路输送进入支板内的燃油通道74，从壁面开设的小孔72和73中喷出，液滴破碎雾化后在支板后方稳定回流区内燃烧。
结合图1～5，本发明的工作过程和工作原理如下：
阶段一，装有该动力装置的飞行器被载机挂载到达预定位置后与载机脱离，储箱装置2中的燃料经火箭头部31喷注器注入火箭推力室32，点火燃烧后产生的高温高压燃气经火箭喷管33加速膨胀排出，富燃火箭尾流与侧方进气道1捕获来流在瓣状引射掺混段4进行剪切掺混，实现动量与能量的交换后从发动机喷管6排出产生推力。所述瓣状引射掺混段4，其型面与火箭羽流相契合可增大对进气道来流的抽吸作用，增加低马赫数进气道捕获空气量，从而增加发动机推力。
阶段二，当飞行马赫数为2.0～3.0时，混合燃烧室5点火燃烧，此时引射火箭3与混合燃烧室5共同工作。所述燃烧室采用燃料支板7，其燃油喷射与火焰稳定器集中于一个锥状钝体装置。储箱装置2内的燃料从供油管路进入燃料支板7的燃油通道74，由通道侧壁面开设的喷油孔72斜向前方喷射。燃料经喷孔喷出后被撕裂破碎为燃油小液滴，与火箭尾流接触后点燃，并在燃料支板7后缘形成稳定的燃烧区。所述液体火箭尾流对引射空气起到增温增压的作用，促进冲压燃烧室低马赫数下的点火性能，即拓宽冲压发动机的工作马赫数下限。
阶段三，当飞行马赫数为3.0～4.5时，火箭发动机3逐渐关小并熄火，仅从火箭头部31喷注一定量的燃料及氧化剂作为混合燃烧室中心区域的燃料补充，减弱因为燃料支板7近壁面布置，导致燃烧室释热区域不均。该阶段主要由混合燃烧室5提供动力，需合理调整燃料喷射与不同飞行工况下来流空气量的关系，以保证燃烧室稳定高效运行。
本发明结构简单紧凑、空间利用率较高，在保证发动机性能同时缩短发动机长度，减轻发动机重量。本发明可实现亚跨声速点到Ma4.5之间的宽速域远距巡航，兼具火箭发动机高推重比和冲压发动机的高燃料比冲的优点。

Claims (6)

1.一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，其特征在于包括侧方进气道、储箱装置、引射火箭、引射掺混段、混合燃烧室和尾喷管；所述引射火箭固定在引射掺混段的中心，储箱装置放置于引射火箭的头部，侧方进气道设在储箱装置的周围，引射掺混段的后端接混合燃烧室，混合燃烧室壁面设燃料短支板，所述引射火箭、混合燃烧室共用一个尾喷管形成整体式组合动力装置；
所述引射掺混段为大头端和小头端，小头端与液体火箭的喷管连接，大头端与混合燃烧室连接；4个进气道连接到引射掺混段的壁面，引射掺混段的型面与引射火箭羽流相契合；
所述侧方进气道由二元进气段、方转圆段、“S”弯段和进气道瓣状扩张段构成。
2.如权利要求1所述一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，其特征在于所述侧方进气道设4个，用于增加进气量，增大燃料储箱容积。
3.如权利要求1所述一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，其特征在于所述引射火箭采用液体火箭。
4.如权利要求1所述一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，其特征在于所述燃料短支板近壁面周向均布8个。
5.如权利要求1所述一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，其特征在于所述储箱装置内氧化剂及燃料经增压后输送至火箭头部，喷注进入火箭燃烧室燃烧产生高温高压燃气并通过火箭喷管加速膨胀排出。
6.如权利要求1所述一种整体式液体火箭冲压组合动力装置，其特征在于所述燃料支板为带燃料喷射补燃作用的支板型火焰稳定器，由V形前缘、V形前壁面燃料侧向喷射孔、后方侧向喷射孔、燃油通道和后方钝体结构组成；燃料加压后经管路输送进入支板内的燃油通道，从壁面开设的小孔中喷出，液滴破碎雾化后在支板后方稳定回流区内燃烧。
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