本發(fā)明涉及吸氣式組合沖壓發(fā)動機領(lǐng)域，具體地說，涉及一種雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機。

背景技術(shù)：

火箭基組合循環(huán)RBCC(Rocket-Based Combined Cycle)發(fā)動機將高推重比的火箭發(fā)動機以及高比沖的吸氣式?jīng)_壓發(fā)動機有機集成于同一流道內(nèi)，可兼容引射、亞燃、超燃以及純火箭模態(tài)，實現(xiàn)寬速域和大空域的高性能工作。如何保證同一臺發(fā)動機在如此寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)實現(xiàn)各個模態(tài)的良好工作，以及不同模態(tài)間的平穩(wěn)過渡，是決定火箭基組合循環(huán)發(fā)動機能否成功的關(guān)鍵。而火箭基組合循環(huán)發(fā)動機采用的構(gòu)型和工作方式又起到?jīng)Q定性的作用。尤其是如何保證火箭基組合循環(huán)發(fā)動機進氣道滿足不同飛行狀態(tài)下的性能需求，同時保證進氣道與火箭的良好匹配工作是研究中的關(guān)鍵技術(shù)。

目前，常用的火箭基組合循環(huán)發(fā)動機結(jié)構(gòu)方案為“可變幾何進氣道+中置/側(cè)置火箭+固定幾何燃燒室+可變幾何尾噴管”。通常，為方便飛行器/發(fā)動機一體化，二元火箭基組合循環(huán)進氣道常采用升降喉部高度實現(xiàn)收縮比的調(diào)節(jié)，同時配合流動控制技術(shù)或附面層吸除等變幾何方案，如“內(nèi)置中心支板的火箭基組合循環(huán)變幾何二元進氣道設(shè)計與數(shù)值模擬”(《固體火箭技術(shù)》，第37卷第2期，2014年，184-191頁)；側(cè)壓式火箭基組合循環(huán)進氣道常用的變幾何方案則為升降頂壓板以實現(xiàn)收縮比的調(diào)節(jié)，如“The Strutjet Engine:The Overlooked Option for Space Launch”(美國航空航天學(xué)會AIAA，95-3124，1995年)。這兩種進氣道變幾何方式均可實現(xiàn)火箭基組合循環(huán)進氣道不同狀態(tài)下壓縮比的調(diào)節(jié)，但也存在一定不足:

(1)二元進氣道采用升降喉部的變幾何方式，其與燃燒室之間必然存在一段隨動段，這既會帶來嚴重的高溫動密封問題，也會限制火箭發(fā)動機的布局，進氣道與火箭之間匹配性較差；

(2)進氣道中采用附面層吸除的流動控制手段，必然配置附加的輔助裝置，既會給飛行器帶來冗余質(zhì)量，也會帶來額外的阻力；

(3)側(cè)壓式進氣道采用升降頂壓板的變幾何方式，會導(dǎo)致頂壓板和側(cè)壓板以及支板之間幾何匹配困難，出現(xiàn)嚴重的機械密封問題。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機。

本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是:包括進氣道、高速通道、低速通道、內(nèi)置火箭、燃燒室、尾噴管、燃燒增強裝置、頂壓板、轉(zhuǎn)換板、第一轉(zhuǎn)軸、第二轉(zhuǎn)軸、第一作動機構(gòu)、第二作動機構(gòu)，所述進氣道為高速通道與低速通道組成的雙通道結(jié)構(gòu)，低速通道位于高速通道的上面，進氣道上壁面前部安裝有頂壓板，頂壓板一端與機身通過第一轉(zhuǎn)軸連接，另一端上部與第一作動機構(gòu)連接，第一作動機構(gòu)安裝在機身上；進氣道上壁面后部安裝有轉(zhuǎn)換板，轉(zhuǎn)換板一端與機身通過第二轉(zhuǎn)軸連接，另一端上部與第二作動機構(gòu)連接，第二作動機構(gòu)安裝在機身上；低速通道在頂壓板與轉(zhuǎn)換板分別旋轉(zhuǎn)至與低速通道的下壁面接觸時閉合；高速通道與低速通道上壁面前后部位分別安裝有內(nèi)置火箭,其中后部內(nèi)置火箭位于尾噴管前端，燃燒室位于高速通道內(nèi)，燃燒室內(nèi)設(shè)置有燃燒增強裝置。

所述燃燒室為矩形或者圓形結(jié)構(gòu)；所述尾噴管為單側(cè)膨脹噴管。

所述燃燒增強裝置為燃料支板或者凹腔的一種，或者燃料支板與凹腔組合形式。

所述內(nèi)置火箭為多個。

有益效果

本發(fā)明提出的一種雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機,采用雙通道的結(jié)構(gòu)，通過分區(qū)燃燒的模式實現(xiàn)寬飛行范圍的良好工作，低速飛行狀態(tài)下雙通道同時工作，完成引射模態(tài)和亞燃模態(tài)低速段的工作；高速飛行狀態(tài)下，轉(zhuǎn)換為高速通道單獨工作，完成亞燃模態(tài)高速段和超燃模態(tài)的工作；采用頂壓板繞第一旋轉(zhuǎn)軸小幅度旋轉(zhuǎn)的變幾何方式，實現(xiàn)低速飛行狀態(tài)小收縮比、高速飛行狀態(tài)大收縮比的調(diào)節(jié)，滿足火箭基組合循環(huán)發(fā)動機寬范圍內(nèi)不同飛行馬赫數(shù)下的空氣捕獲以及氣流壓縮需求；變幾何進氣道采用二元混壓式結(jié)構(gòu)的進氣道，頂壓板與進氣道側(cè)板粘合度較好，變幾何動作過程中二者之間的機械動密封較易實現(xiàn)，避免額外的附面層吸除等氣動控制手段的使用，適合于實際工程應(yīng)用；通過合理的火箭構(gòu)型設(shè)計以及工作參數(shù)分配，形成靈活多樣的燃燒組織方式，有效地滿足飛行器不同工作模態(tài)的動力需求；頂壓板和轉(zhuǎn)換板分別連接一個雙支點結(jié)構(gòu)的旋轉(zhuǎn)軸，結(jié)構(gòu)剛性好，高溫密封較易實現(xiàn)。

附圖說明

下面結(jié)合附圖和實施方式對本發(fā)明一種雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機作進一步詳細說明。

圖1為雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機結(jié)構(gòu)示意圖。

圖2為雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機在0～3馬赫區(qū)間工作示意圖。

圖3為雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機在3～4馬赫區(qū)間工作示意圖。

圖4為雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機在4～7馬赫區(qū)間工作示意圖。

圖5為本發(fā)明組合循環(huán)發(fā)動機在不同馬赫數(shù)下的性能變化曲線。

圖中:

1.進氣道 2.高速通道 3.低速通道 4.內(nèi)置火箭 5.燃燒室 6.尾噴管7.燃燒增強裝置 8.頂壓板 9.轉(zhuǎn)換板 10.第一轉(zhuǎn)軸 11.第二轉(zhuǎn)軸 12.第一作動機構(gòu)13.第二作動機構(gòu)

具體實施方式

本實施例是一種雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機。

參閱圖1～圖5，本實施例雙通道變幾何火箭基組合循環(huán)發(fā)動機的進氣道1為雙通道結(jié)構(gòu)，由高速通道2與低速通道3組成，低速通道3位于高速通道2上面。當發(fā)動機在低速飛行狀態(tài)下時，高速通道2和低速通道3同時工作，在雙通道匯合處的后端區(qū)域組織高壓燃燒；當發(fā)動機在高速飛行狀態(tài)下時，低速通道3閉合，高速通道2正常工作，在高速通道的燃燒室5內(nèi)組織高壓燃燒。其中，尾噴管6作為高速通道2的一部分，能起到氣流膨脹加速的作用。進氣道上壁面前部安裝有頂壓板8，頂壓板8一端與機身通過第一轉(zhuǎn)軸10連接，頂壓板8另一端上部與第一作動機構(gòu)12連接，第一作動機構(gòu)12安裝在機身上。進氣道上壁面后部安裝有轉(zhuǎn)換板9，轉(zhuǎn)換板9一端與機身通過第二轉(zhuǎn)軸11連接，轉(zhuǎn)換板9另一端上部與第二作動機構(gòu)13連接，第二作動機構(gòu)13安裝在機身上。頂壓板8和轉(zhuǎn)換板9在低速飛行狀態(tài)下均貼附在低速通道3的上壁面，此時，低速通道3完全導(dǎo)通；當頂壓板8的壓縮面繞第一轉(zhuǎn)軸10旋轉(zhuǎn)一角度，轉(zhuǎn)換板9繞第二轉(zhuǎn)軸11旋轉(zhuǎn)一角度時，頂壓板8和轉(zhuǎn)換板9均未與低速通道3的下壁面接觸，此時，低速通道部分導(dǎo)通；當頂壓板8的壓縮面繼續(xù)繞第一轉(zhuǎn)軸10旋轉(zhuǎn),且轉(zhuǎn)換板9繞第二轉(zhuǎn)軸旋轉(zhuǎn)時，頂壓板8和轉(zhuǎn)換板9均與低速通道3的下壁面接觸，此時，低速通道3閉合。頂壓板8和轉(zhuǎn)換板9的旋轉(zhuǎn)動力來源于作動機構(gòu)，頂壓板在第一作動機構(gòu)12的動作下實現(xiàn)順時針轉(zhuǎn)動，轉(zhuǎn)換板在第二作動機構(gòu)13的動作下實現(xiàn)逆時針轉(zhuǎn)動。第一作動機構(gòu)12與第二作動機構(gòu)13分別采用液壓裝置或電機為驅(qū)動力。

高速通道2與低速通道3內(nèi)上壁面前后部位分別安裝有內(nèi)置火箭4，其中，后部內(nèi)置火箭4安裝在尾噴管6前端；內(nèi)置火箭4的數(shù)量或為一個，或為多個；內(nèi)置火箭在發(fā)動機流道內(nèi)的不同位置多級布置，內(nèi)置火箭的安裝方式為中置，或者為側(cè)置。

燃燒增強裝置根據(jù)分區(qū)燃燒的需求布設(shè)在燃燒室內(nèi),燃燒增強裝置為燃料支板、或凹腔、或臺階中的一種。燃燒室的形狀為矩形或圓形。尾噴管為單側(cè)膨脹噴管。

實施例

本實施例中，進氣道1設(shè)置在火箭基組合循環(huán)發(fā)動機的前部，其中，進氣道設(shè)計點選擇為5馬赫，飛行高度為21km。尾噴管6為單側(cè)膨脹噴管，設(shè)置在火箭基組合循環(huán)發(fā)動機的尾部。低速通道3位于高速通道2的上方，兩通道流向夾角為7°，并于尾噴管6的前部匯合，氣流匯合角為10°。其中，高速通道2的兩級外壓縮角分別為6.8°和11.3°，低速通道3的兩級外壓縮角分別為6.8°和4°。頂壓板8與第一作動機構(gòu)和第一轉(zhuǎn)軸連接，轉(zhuǎn)換板9與第二作動機構(gòu)和第二轉(zhuǎn)軸連接，低速通道3在頂壓板8和轉(zhuǎn)換板9分別旋轉(zhuǎn)至與低速通道3的下壁面接觸時閉合。內(nèi)置火箭4為液氧/煤油液體火箭發(fā)動機，在火箭基組合循環(huán)發(fā)動機內(nèi)兩級安裝，采用側(cè)置的方式分別布置在燃燒室5的入口處和后部。其中，內(nèi)置火箭的占空比不超過30％，額定室壓10MPa，混合比為2.5，噴管擴張比為10。燃燒室5選擇矩形結(jié)構(gòu)，長徑比為10，采用單側(cè)擴張構(gòu)型，擴張比為2。燃燒增強裝置7選擇兩對燃料支板和一組凹腔相結(jié)合的方式。其中，兩對燃料支板分別布設(shè)在燃燒室5的中部及后部，一組凹腔設(shè)置在靠近第一組燃料支板的區(qū)域，以形成不同模態(tài)分區(qū)高效穩(wěn)定的燃燒。本實施例中火箭基組合循環(huán)發(fā)動機的排氣/進氣面積比為2。

本實施例中，通過液壓裝置或電機驅(qū)動第一作動機構(gòu)，使頂壓板繞第一轉(zhuǎn)軸順時針轉(zhuǎn)動；通過液壓裝置或電機驅(qū)動第二作動機構(gòu)，使轉(zhuǎn)換板繞第二轉(zhuǎn)軸逆時針旋轉(zhuǎn)。當頂壓板8繞第一轉(zhuǎn)軸10順時針旋轉(zhuǎn)7.3°，實現(xiàn)發(fā)動機由雙通道向單通道的轉(zhuǎn)換。為實現(xiàn)低速通道3的完全閉合，轉(zhuǎn)換板9需配合繞第二轉(zhuǎn)軸11逆時針旋轉(zhuǎn)12°。

本實例中,選取火箭基組合循環(huán)發(fā)動機工作馬赫數(shù)范圍為0～7馬赫，其具體工作方式為:0～3馬赫區(qū)間內(nèi)發(fā)動機雙通道同時工作；3～4馬赫區(qū)間內(nèi)頂壓板8通過第一作動機構(gòu)驅(qū)動，繞第一轉(zhuǎn)軸10進行小幅度順時針旋轉(zhuǎn)，同時轉(zhuǎn)換板9在第二作動機構(gòu)驅(qū)動下,繞第二轉(zhuǎn)軸11進行逆時針旋轉(zhuǎn)，逐漸關(guān)閉低速通道3，切換至高速通道2單獨工作狀態(tài)，完成通道轉(zhuǎn)換；4～7馬赫區(qū)間內(nèi)高速通道2單獨工作。

本實施例中，由火箭基組合循環(huán)發(fā)動機在典型飛行點的空氣捕獲流量系數(shù)變化曲線可看出，通過簡單易行的雙通道變幾何調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機在0～7馬赫的寬飛行范圍內(nèi),獲得了綜合較優(yōu)的空氣捕獲特性以及發(fā)動機性能，具有較好的實際應(yīng)用價值。

本實施例中，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機采用雙通道的結(jié)構(gòu)，通過分區(qū)燃燒的模式實現(xiàn)寬飛行范圍的良好工作，低速飛行狀態(tài)下雙通道同時工作，完成引射模態(tài)和亞燃模態(tài)低速段的工作；高速飛行狀態(tài)下，轉(zhuǎn)換為高速通道單獨工作，完成亞燃模態(tài)高速段和超燃模態(tài)的工作?；鸺M合循環(huán)發(fā)動機采用頂壓板繞第一轉(zhuǎn)軸小幅度旋轉(zhuǎn)的變幾何方式，實現(xiàn)低速飛行狀態(tài)小收縮比、高速飛行狀態(tài)大收縮比的調(diào)節(jié)。