一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)變吸除控制進(jìn)氣道的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及火箭沖壓發(fā)動機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，具體地說，涉及一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動 機(jī)變吸除控制進(jìn)氣道。
【背景技術(shù)】
[0002] 火箭基組合循環(huán)（Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)發(fā)動機(jī)具有可重復(fù)使 用、低成本以及較高的可靠性等潛在優(yōu)勢，被視為最有可能應(yīng)用于未來天地往返運(yùn)輸系統(tǒng) 的推進(jìn)系統(tǒng)之一。以火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)為推進(jìn)系統(tǒng)的飛行器可實現(xiàn)從地面零速起飛， 在飛行過程中不斷加速直至達(dá)到巡航狀態(tài)，工作馬赫域包含亞音速階段、跨音速階段、超音 速階段、高超音速階段；在空間上，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)具備從海平面直至大氣層外持續(xù) 工作的能力。根據(jù)飛行器的工作高度和馬赫數(shù)，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)依次經(jīng)歷以下四種 模態(tài)，分別為：火箭引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)、純火箭模態(tài)。但隨著這種火箭 基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的研究工作不斷深入，發(fā)現(xiàn)進(jìn)氣道工作性能的好壞對發(fā)動機(jī)的整體性能 具有至關(guān)重要的影響。因此，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)要求相應(yīng)進(jìn)氣道在寬速域，廣空域的工 作范圍內(nèi)能穩(wěn)定、高效的工作，即要求進(jìn)氣道在較低的飛行馬赫數(shù)下起動能力；要求進(jìn)氣道 在寬范圍內(nèi)的具有較高流量系數(shù)；要求進(jìn)氣道在寬范圍內(nèi)具有良好的總壓恢復(fù)和抗反壓能 力。此外，火箭基組合循環(huán)進(jìn)氣道還應(yīng)具有較小的阻力系數(shù)，并能滿足飛行器高度一體化的 設(shè)計要求。但是，在現(xiàn)有火箭基組合循環(huán)進(jìn)氣道設(shè)計方法中，由于隔離段內(nèi)置火箭支板，阻 礙來流通過并容易導(dǎo)致壅塞，加劇了進(jìn)氣道在高效壓縮與低速起動之間的矛盾。為實現(xiàn)進(jìn) 氣道在寬速域、廣空域內(nèi)均能正常、良好的工作，國內(nèi)外學(xué)者均提出了不同的變幾何方案以 改善進(jìn)氣道在引射模態(tài)、亞燃模態(tài)下的工作性能。
[0003] 國外已有公開的技術(shù)文獻(xiàn)，美國的《Hyper-XFlightEngineGroundTesting forX-43FlightRiskReduction[R]》（Huebner1D，RockKE，RufEG，etc.AIAA 2001-1809)文中提出X-43A飛行器采用轉(zhuǎn)動唇口式調(diào)節(jié)進(jìn)氣道，但并沒有驗證進(jìn)氣道的自 起動性能；法國的科研人員在文獻(xiàn)《ExperimentalInvestigationofStartingProcess foravariableGeometryAirInletOperatingfromMach2toMach8》（AIAA 2006-4513,2006)中也提出了進(jìn)氣道唇板水平移動和繞軸轉(zhuǎn)動的變幾何方案；日本的研究 人員在文獻(xiàn)《DESIGNSTUDYONHYPERSONICENGINECOMPONENTSFORTBCCSPACEPLANES》 (AIAA2003-7006,2003)中，則通過調(diào)節(jié)壓縮面角度以改善收縮比的方案。
[0004] 以調(diào)節(jié)進(jìn)氣道唇口或者壓縮面、實現(xiàn)寬范圍工作的變結(jié)構(gòu)進(jìn)氣道方案，雖然能拓 寬進(jìn)氣道的工作范圍、改善進(jìn)氣道在引射模態(tài)、亞燃模態(tài)下的工作性能，但是需要以復(fù)雜的 機(jī)械結(jié)構(gòu)為支撐，同時會帶來密封性、實現(xiàn)性、附加結(jié)構(gòu)質(zhì)量的一系列問題，方案的可實現(xiàn) 性較差。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)變吸除控 制進(jìn)氣道。
[0006] 本發(fā)明的思路在于：內(nèi)壓式進(jìn)氣道在加速過程和減速過程所對應(yīng)的最小起動馬 赫數(shù)是不同的。加速過程對應(yīng)的最小起動馬赫數(shù)1一般大于加速過程中對應(yīng)的最小起動 馬赫數(shù)M2。根據(jù)無粘進(jìn)氣道理論，Mi對應(yīng)Kantrowitz極限，而M2對應(yīng)等熵極限。當(dāng)來流馬 赫數(shù)Ma處于％〈1&1〈11時，進(jìn)氣道流場存在起動和不起動兩種情況，即該馬赫數(shù)范圍內(nèi)進(jìn)氣 道流場存在兩種狀態(tài)，該馬赫數(shù)區(qū)域為進(jìn)氣道的遲滯回路區(qū)。因此，"遲滯回路特性"則定義 為在進(jìn)入遲滯回路區(qū)時，進(jìn)氣道具有抵抗起動\不起動的特性。本發(fā)明是根據(jù)進(jìn)氣道的"遲 滯回路特性"，通過在低馬赫數(shù)時設(shè)置適當(dāng)?shù)奈齾^(qū)域，以保證進(jìn)氣道在火箭基組合循環(huán)發(fā) 動機(jī)模態(tài)轉(zhuǎn)換前順利起動；在發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)入亞燃模態(tài)、進(jìn)氣道順利起動后，隨著來流馬赫數(shù)的 爬升，逐漸關(guān)閉部分吸除區(qū)域，使進(jìn)氣道"恰好"保持在起動狀態(tài)。本發(fā)明降低了進(jìn)氣道的 起動馬赫數(shù)，提高了進(jìn)氣道在引射模態(tài)、亞燃模態(tài)下的流量系數(shù)和其它性能參數(shù)，并保證了 進(jìn)氣道在超燃模態(tài)性能不受損失。
[0007] 本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是：包括前體預(yù)壓縮段、內(nèi)壓縮段及隔 離段的進(jìn)氣道流道型面，其中，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段上表面設(shè)置面積可調(diào)吸除區(qū)；當(dāng)火箭基組合 循環(huán)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)入亞燃模態(tài)前，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段作為吸除區(qū)全部開放，其在水平方向的投影 面積為D*L。;當(dāng)火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)轉(zhuǎn)入亞燃模態(tài)后，進(jìn)氣道內(nèi)收縮段吸除區(qū)逐漸關(guān)閉， 且在馬赫數(shù)4時完全關(guān)閉；其吸除區(qū)在水平方向投影面積S變化規(guī)律為：
[0008] 當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma不大于2. 5時，S=D*L。；
[0009] 當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma大于2. 5,但是不大于3時，S= [l-10*(Ma-2. 5)/8]*D*L。；
[0010] 當(dāng)來流馬赫數(shù)Ma大于 3 時，S= [0· 375-3*(Ma-3)/8]*D*L0;
[0011] 式中，進(jìn)氣道流道全寬度為D，內(nèi)壓縮段水平方向投影長度為L。。
[0012] 有益效果
[0013] 本發(fā)明提出的一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)變吸除控制進(jìn)氣道，在發(fā)動機(jī)總體給定 進(jìn)氣道型面約束的情況下，根據(jù)無粘進(jìn)氣道理論所提出的變吸除控制結(jié)構(gòu)方案，在不引入 復(fù)雜變結(jié)構(gòu)機(jī)械裝置的前提下，降低了進(jìn)氣道的起動馬赫數(shù)，提高了進(jìn)氣道在引射模態(tài)、亞 燃模態(tài)下的流量系數(shù)和其它性能參數(shù)，并保證進(jìn)氣道在超燃模態(tài)性能不受損失。
[0014] 本發(fā)明火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)變吸除控制進(jìn)氣道拓展性強(qiáng)，可根據(jù)不同進(jìn)氣道型 面進(jìn)行變吸除控制結(jié)構(gòu)方案設(shè)計。在給定進(jìn)氣道流道全寬度和內(nèi)壓縮段水平方向投影長 度的前提下，只要依據(jù)本發(fā)明提出的吸除區(qū)水平方向投影面積變化規(guī)律進(jìn)行變結(jié)構(gòu)方案設(shè) 計，即可獲得在引射模態(tài)、亞燃模態(tài)具有更好起動性能