[发明专利]一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管

说明书

技术领域

本发明属于火箭冲压发动机领域,具体地说,涉及一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管。

背景技术

火箭基组合循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机具有可重复使用、低成本和高可靠性的优势，被视为潜在的天地往返运输系统的推进系统之一。火箭基组合循环发动机可实现从地面零速水平起飞，在飞行过程中不断加速，先后经历亚音速阶段、跨音速阶段、超音速阶段、高超音速阶段，并最终达到巡航状态；同时，火箭基组合循环发动机具备从海平面直至大气层外持续工作的能力。根据工作马赫数和工作高度，火箭基组合循环发动机依次经历以下四种模态，分别为引射模态，亚燃冲压模态，超燃冲压模态，纯火箭模态。受到火箭基组合循环发动机宽包线工作的影响，相应喷管需在全模态下具有良好的工作性能。通常情况下，火箭基组合循环发动机采用具有大膨胀比的单膨胀边喷管，并选取高马赫工况为喷管设计点，这种情况有助于减轻整体质量，而且在高马赫工况下具有良好的工作性能。同时需要改善喷管在非设计点下的工作性能。如NASA Langley中心研究了采用移动喉道的方法改善固定大膨胀比喷管在非设计工况下的性能，在不同工作模态下移动物理喉道产生不同膨胀比以改善喷管工作性能。该方法的缺点是移动喉道需要复杂的机械装置，增加了整体质量和一体化设计难度。又如德国Aachen RWTH中心研究被动控制改善非对称大膨胀比喷管非设计工况的性能，即在喷管型面上设置凹槽，通过促进分离，可以较大地改进喷管在低落压比即喷管入口总压与外界环境压力的比值、低马赫数下的静推力系数。这种方案不涉及复杂的机械装置，但其缺点是适用范围较窄，而且不利于姿态控制。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足,改善尾喷管在非设计点工况下的工作性能,本发明提出一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管；根据以火箭基组合循环发动机为推进系统的高超声速飞行器的尾喷管在引射模态内部流场处于过膨胀状态的特征，设计变结构方案以减轻喷管内的过膨胀程度，提高喷管在引射模态下的工作性能；同时又保证了在其它模态下不造成喷管的性能损失。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括尾喷管入口、尾喷管上膨胀边、飞行器后体、尾喷管外罩，其特点是，还包括上盖板和多个吸除槽孔,上盖板位于飞行器后体上部表面,后体内的吸除槽孔与大气相通,吸除槽孔沿喷管上壁面均匀分布,且与上盖板上均布的通孔配合,通过电机驱动上盖板，使位于后体内的吸除槽孔处于开启或关闭的状态；当火箭基组合循环发动机在非设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔开启，当火箭基组合循环发动机在设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔关闭。

相邻吸除槽孔之间的中心距为尾喷管入口高度的1.2倍。

吸除槽孔直径与上盖板的通孔直径相同。

有益效果

本发明提出的一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，根据在引射模态下尾喷管内部流场处于过膨胀状态而在亚燃/超燃模态下尾喷管内部流场处于欠膨胀状态，通过电机驱动上盖板，使设置在位于飞行器后体内的吸除槽孔处于与大气连通/封闭的状态，从而改善喷管在引射模态下的工作性能,同时又保证喷管在亚燃/超燃模态下的工作性能不产生损失。本发明拓展性强，可根据尾喷管的实际几何结构、工作包线和工作性能需要，设计具有不同截面积的吸除槽孔；当吸除槽孔具有不同截面积时，受压差作用影响而从环境中被吸入喷管内部的流体的流量不同，从而对喷管内部流场的过膨胀状态和喷管工作性能的改善效果也不同。以及根据喷管的实际结构尺寸对吸除槽孔进行布局，从而达到改善喷管在非设计点下工作性能的目的。

附图说明

下面结合附图和实施方式对本发明一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管作进一步详细描述。

图1为本发明火箭基组合循环发动机变结构尾喷管结构示意图。

图2为本发明变结构尾喷管上壁面吸除槽孔布局示意图。

图中:

1.尾喷管入口  2.飞行器后体  3.尾喷管上膨胀边  4.尾喷管外罩5.吸除槽孔

具体实施方式

本实施例是一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管。根据非设计点下火箭基组合循环发动机喷管内部流场处于过膨胀状态、喷管内压力普遍低于环境压力的特点，在喷管上壁面设置可开闭的吸除槽孔，以改善喷管在非设计点下工作性能，同时使喷管在设计点下工作性能保持不变。