[发明专利]一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统

说明书

技术领域

本发明属于火箭技术领域，具体涉及一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统。

背景技术

RBCC(Rocket based combined cycle:火箭基组合循环)动力系统中，一次火箭(即引射火箭)是发动机的核心部件。在低速引射模态下，飞行器需要在短时间内加速到巡航状态，需要很大的推力。而这时由于飞行器飞行马赫数低(在起飞时甚至为0)，来流冲压作用很弱，只能依靠一次火箭来提供主要推力。嵌于流道中的一次火箭工作，通过其高速气流的引射抽吸作用，引入二次空气流，并在流道的燃烧室内组织二次燃烧，提高混合燃气的能量，在纯火箭的基础上获得推力，提高发动机比冲。因而在引射模态下，一次火箭需要很大的流量和高的燃烧室室压。而在亚燃、超燃模态，高速来流空气的冲压作用很明显，为了高比冲需要火箭发动机保持小流量甚至关闭。研究发现，亚燃、超燃模态下，小流量富燃的一次火箭可以增强燃烧和推力性能，实现火焰稳定。如果采取这种方案的话，要求一次火箭是小流量、低燃烧室压力和低混合比的。由此可见，一次火箭主要设计要求为流量大范围可调，混合比可调。

鉴于对RBCC一次火箭的特殊要求，目前，世界各国都致力于工况可调一次火箭的探索。现有的公开文献《变推力液体火箭发动机及其控制技术》(国防工业出版社,2001)、《Testing of the 650 K1bf LOX/LH2 low cost pintle engine》(AIAA 2001-3987,2001)等文中描述了现有流量调节技术与控制技术，已有的液体火箭发动机流量调节技术主要通过喷注器调节与管路调节等实现，喷注器调节的主要方式为调节喷注压降、改变喷注面积、改变推进剂密度、改变流量系数，目前，可调环形喷注器、针栓式喷注器和离心喷注器是工程上得以应用或已得到试验验证的喷注器。管路中的流量调节主要依靠可调汽蚀文氏管与各种节流阀门来实现。通常流量调节方案中采用的调节控制技术，若具有快速响应，精确控制的优点，一般会存在需要较为复杂的伺服机构或动力装置等缺点；若具有操纵简单的特点，则一般会出现精度低、可控性差的问题。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种精确、可控、稳定、快速地调节推进剂流量，且复杂程度低，操作简单的火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，包括通过管路相连接的推进剂供应系统和一次火箭发动机推力室，推进剂供应系统包括氧化剂供应系统和燃料供应系统；

氧化剂供应系统包括氧气流量控制系统，氧气流量控制系统包括多个氧气输送管路，每一个所述氧气输送管路上均设置有用于开启和关闭的氧气减压阀，氧气输送管路的出口连接有氧气孔板；燃料供应系统包括压力控制系统，压力控制系统包括多个燃料输送管路，每一个燃料输送管路的出口均设置有汽蚀文氏管，燃料输送管路的入口与用于减小和增大氮气流量的氮气减压器连接。

进一步地，该氧气流量控制系统还包括与氧气减压阀的入口相连接的氧气储箱，每一个氧气减压阀的出口与氧气孔板都连接有一电磁阀，氧气孔板的出口通过单向阀与一次火箭发动机推力室，氧气孔板和单向阀之间还连接有气体流量计。

进一步地，至少一个氧气减压阀的进口与氧气储箱之间连接有高压进气缓冲阀，且氧气减压阀的出口与压力控制器连接。

进一步地，该氧气储箱和氧气减压器之间还依次连接有过滤器和高压进气电磁阀，氧气储箱上还连接有氧气充排气阀。

进一步地，该氮气减压器入口与氮气储箱的出口通过高压进气阀连接，氮气减压器与汽蚀文氏管之间依次连接有燃料增压进气阀和连接有燃料储箱，所述燃料储箱上还连接有燃料充排气阀，每一个汽蚀文氏管的出口均连接有一燃料供给阀，燃料供给阀的出口与一次火箭发动机推力室连接，。

进一步地，该燃料储箱的入口还与燃料储箱增压缓冲电磁阀连接，所述燃料储箱增压缓冲电磁阀的另一端与氮气减压器的出口连接；该氮气储箱还通过缓冲阀与一次火箭发动机推力室的入口连接，缓冲阀的出口端还与氮气减压器的入口连接；缓冲阀的出口还与氧化剂供应系统的出口端连接。

进一步地，该燃料供给阀的出口与一次火箭发动机推力室还连接有涡轮流量计，燃料供给阀的出口还连接有压力传感器。

进一步地，该一次液体火箭发动机推力室包括头部和身部，所述头部包括煤油喷嘴和多个氧气喷嘴，煤油喷嘴设置在头部的中心点的位置，氧气喷嘴设置在以头部中心点为圆心的周围。