[发明专利]一种火箭基组合循环发动机变几何侧压式进气道

说明书

技术领域

本发明涉及火箭冲压发动机技术领域，具体地说,涉及一种火箭基组合循环发动机变几何侧压式进气道。

背景技术

火箭基组合循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机将火箭发动机和吸气式发动机有机结合在一个流道中，通过模态切换，在不同的飞行马赫数和高度时均能以最优方式进行工作。随着飞行马赫数的不同，火箭基组合循环发动机主要经历四个基本工作模态:火箭引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。火箭基组合循环发动机基本由四个部件组成:进气道、嵌于流道中的主火箭、燃烧室和尾喷管。受到火箭基组合循环发动机宽包线工作的影响，火箭基组合循环进气道既要保证较低马赫数起动来提高引射模态后期的加速能力，又要保证亚超燃模态具有较优的性能。通过变几何能够拓宽进气道起动状态下的工作马赫数范围，并提高进气道的综合性能。

目前,国外已有公开的技术文献，美国的《Hyper-XFlightEngineGroundTestingforX-43FlightRiskReduction[R]》(HuebnerlD,RockKE,RufEG,etc.AIAA2001-1809)文中，X-43A采用转动唇口的调节方式；X-43A由B-52挂载，并由“飞马”助推火箭助推，但并没有验证进气道的自起动性能。法国和俄罗斯合作的《French-RussianCooperationonHigh-SpeedAirbreathingPropulsion[R]》(MarcBOUCHEZ,VadimLEVINE.2003-2907)文中提出的外罩前后移动的PIFA概念发动机；PIFA通过对固定型面的外罩部件作水平移动来改变整个发动机的几何构型，给发动机流道设计增加了难度。

国内公开的技术文献中,《高超声速侧压式进气道变几何方案研究》(南京航空航天大学，2012年硕士学位论文),针对侧压进气道提出的移动唇口、喉道顶板放气和唇口旋转三种变几何方案，所研究进气道工作范围为4～7Ma，没有涉及火箭基组合循环发动机引射模态工作马赫数下进气道性能。因此，为了使得火箭基组合循环发动机在整个工作区间具有较优性能，满足不同工作模态下对进气道的不同要求的变几何方案至关重要。

发明内容

为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种火箭基组合循环发动机变几何侧压式进气道，通过移动唇口和旋转第二级顶压板，提高进气道起动性能，解决低马赫数下进气道捕获空气流量与喉部所允许通过空气流量之间的匹配问题，降低引射模态进气道阻力的同时,通过将一部分流体引入燃烧室末端抑制尾喷管过膨胀来增大推力，从而降低引射模态燃料消耗率。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括进气道、燃烧室、尾喷管、引流管，其特征在于还包括第一顶压板、第二顶压板、侧板、隔离段顶板、唇口板、中心支板，第一顶压板与第二顶压板、隔离段顶板分别位于进气道底部，隔离段顶板连接在第二顶压板后端，引流管与进气道连接过渡到燃烧室末段；唇口板通过液压缸驱动沿侧板前后移动来改变进气道内收缩比，调节溢流量；侧板下部为弧线形，与第二顶压板结合面部位在移动时不会发生干涉或出现缝隙；第一顶压板与第二顶压板通过转轴铰接，通过液压缸驱动第二顶压板绕转轴转动，使辅通道处于开启或关闭的状态；当进气道低马赫数工作时，第二顶压板向下转动，辅通道打开，部分气流引入燃烧室末端，降低引射模态进气道阻力，抑制尾喷管过膨胀增大推力来提升发动机性能；当进气道亚超燃模态工作时，辅通道关闭，前后移动唇口板遮挡压差溢流窗部分来提高进气道流量系数。

所述中心支板半顶角θ为5.7°，第一顶压板楔面角度θ1为6°,第二顶压板楔面角度θ2为6.5°。

所述中心支板收至隔离段内，降低进气道低马赫数阻力，同时减弱肩部分离，增大进气道内收缩段入口宽高比。

有益效果

本发明提出的火箭基组合循环发动机变几何侧压式进气道，在1.5～7Ma工作范围内通过分级调节保证飞行范围内不同马赫数下进气道均有较优的性能。与现有技术相比,变几何侧压式进气道通过降低低马赫数捕获空气量来实现进气道低马赫数起动，通过转动第二级顶压板，降低引射模态进气道阻力的同时，将一部分气流引入燃烧室末端抑制尾喷管过膨胀来增大推力，从而大幅提升整个火箭基组合循环发动机性能。唇口形状呈“V”型覆盖一定的压差溢流窗，有效提高进气道流量系数和总压恢复系数。

本发明火箭基组合循环发动机变几何侧压式进气道,采用变几何方式具有简单、易实现的优势，且能保证进气道在整个火箭基组合循环发动机工作区间具有较优的性能。

附图说明