[发明专利]一种小尺度两级火箭组合冲压发动机

说明书

本发明提供一种小尺度两级火箭组合冲压发动机，包括进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、燃料喷注孔和第二火箭单元，进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和尾喷管依序连接，气流由进气道流入经由隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室后由尾喷管向外排放；进气道在不同飞行马赫数和工作模态下，通过型面的变化，为RBCC发动机提供所需的捕获空气；隔离段将进气道与第一级燃烧室进行稳定隔离布设，用于容纳燃烧室压力作用下形成的预燃激波串，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，提高进气道与火箭机组单元的匹配稳定性。

技术领域

本发明涉及吸气式组合推进系统领域，特别涉及一种小尺度两级火箭组合冲压发动机。

背景技术

火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle，缩写为RBCC)发动机将高推重比的火箭发动机以及高比冲的吸气式冲压发动机有机集成于同一流道内，可兼容引射、亚燃、超燃以及纯火箭模态，实现宽速域和大空域的高性能工作。如何保证同一台发动机在如此宽的马赫数范围内实现各个模态的良好工作，以及不同模态间的平稳过渡，是决定RBCC发动机能否成功的关键。这其中，RBCC发动机采用的构型和工作方式又起到决定性的作用。尤其是如何保证火箭布局与冲压发动机流道布局的合理匹配是研究中的关键技术所在。

目前，常用的RBCC发动机结构方案为“可变几何进气道+中置/侧置火箭或液体燃料喷注+固定几何第二级燃烧室+可变几何尾喷管”，对于进气道捕获面积小于0.1m2的RBCC发动机，如果内置火箭布置于发动机前端，当其以大流量高室压状态工作贡献发动机主要推力时，会严重影响进气道在引射模态下的起动能力，并且在较低飞行马赫数下时燃烧室内热力壅塞生成难度较大；而如果内置火箭布置于发动机尾部，其可以起到助推的作用，但在引射模态下提供的空气引射抽吸能力会大打折扣。为了提高内置火箭的工作效率，可以在RBCC发动机内设置二级火箭，两级置于不同位置的火箭配合工作，分别针对性地用于空气引射抽吸和热力壅塞的有效形成，从而综合提高整个发动机的引射模态性能、起动能力和加速能力。

发明内容

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是：如何提供一种可通过设置二级火箭来提高发动机综合工作性能的小尺度火箭基组合循环发动机。

为实现上述目的，本发明提供一种小尺度两级火箭组合冲压发动机，包括：进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、燃料喷注孔第二火箭单元，其中：

所述进气道、所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室和所述尾喷管依序连接，气流由所述进气道流入，经由所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室后由所述尾喷管向外排放；

所述第一火箭单元设置于所述隔离段与所述第一级燃烧室的连接处，所述燃料喷注孔环向分布于所述第一单元火箭喷管出口后和所述第一级燃烧室与所述第二级燃烧室的连接处，所述第二火箭单元设置于所述第一级燃烧室与所述第二级燃烧室的连接处，所述设置于所述第二级燃烧室和所述尾喷管的连接处；

所述第一级燃烧室为圆柱状，所述第一级燃烧室沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同，用于完成引射模态下火箭射流与引射空气之间的快速掺混以及超燃模态下的高效燃烧；

所述尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由所述尾喷管提高所流出的气流流速。

进一步地，所述进气道、所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室和所述尾喷管之间通过法兰连接或焊接连接。

进一步地，所述进气道为变结构进气道。

进一步地，所述第一火箭单元用于将气流由所述进气道向所述第一级燃烧室或所述第二级燃烧室内引入。

进一步地，所述第二火箭单元用于为所述第二级燃烧室提供燃气。

进一步地，所述第一火箭单元和第二火箭单元为液体燃料火箭。