[发明专利]一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法

说明书

本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，判断燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将降低内置火箭的质量流率，并减小二次燃料喷注量，以使燃烧室的室内压强降低，当燃烧室的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时，将内置火箭的质量流率提高，并提高二次燃料喷注量，以使燃烧室内的室内压强提高并将燃烧室内的室内压强提高至第一压强阈值，通过改变内置火箭的工作状态，使内置火箭射流半径发生变化，从而调节进气道的实际等效内收缩比，同时燃烧室压力由于燃料流量减小而相应减小，也可以通过利用内置火箭高速射流对低能边界层的吹扫作用，以此来抑制进气道不起动。

技术领域

本发明涉及吸气式组合推进系统领域，特别涉及一种火箭基组合循环发动机。

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。在设计RBCC动力系统时，研究人员都希望进气道起动点和发动机引射/亚燃模态过渡点对应的马赫数尽可能低，以便获得宽兼容性，提高发动机整体性能。当进气道刚刚起动后，其抗反压能力较弱，加之发动机又要尽快完成模态过渡，工作参数和状态变化剧烈，进气道容易受到内置火箭射流、燃烧室压力等的强扰动而陷入不起动状态。进气道不起动会严重影响RBCC发动机在冲压模态的正常工作，从而导致发动机性能的大幅下降甚至飞行任务失败。针对进气道由于受到某些强扰动而濒临不起动的极端情况，制定合理的预警机制，及时发现并有效抑制进气道不起动，从而保证发动机始终处于正常稳定的工作状态，对于整体飞行任务的完成有着非常重要的作用。由于RBCC进气道与内置火箭耦合关系密切，因此如何利用调节内置火箭的状态方法来改变进气道以及整个RBCC发动机的工作状态从而抑制进气道不起动，是保证RBCC发动机正常运行的关键技术。

目前，大多数公开资料中主要针对常规超声速进气道的起动性能进行了研究。由于常规冲压发动机不受内置火箭的影响，快速抑制其进气道不起动的方法主要是快速减小燃烧室燃料喷注从而减小燃烧室压强，以及调节飞行器飞行姿势等。但是考虑到RBCC发动机中内置火箭对整个发动机状态性能的重要影响，目前仅由减小燃烧室压强进行调节的方法调节能力有限，火箭基组合循环发动机在冲压模态下工作时会出现进气道不起动的问题，若进气道不起动会导致空气捕获量急剧下降，会影响到发动机的正常工作，从而严重削弱发动机整体性能，其中，若通过使用进气道变结构、燃料喷注调节、飞行姿态调整等方式，可调节范围较小，不能灵活满足RBCC进气道出现不起动极端情况预警时对其迅速抑制的需求，再者，采用不合理的进气道变几何方式，会出现比较严重的机械密封和高温动密封问题，导致方案机械实现性较差，甚或需要辅助更多的气动调节手段，导致结构质量大大增加。

因此如何通过调节内置火箭状态而抑制进气道不起动的方法，与飞行姿态调节配合，有效提高抑制进气道不起动的调控能力是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

为实现上述目的，本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，该火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法应用于火箭基组合发动机，所述火箭基组合发动机包括：进气道、隔离段、燃烧室和内置火箭，其中：

所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室依序连接，气流由所述进气道流入，经由所述隔离段并在所述燃烧室内工作后由所述燃烧室末端向外排放；

判断所述燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将所述内置火箭的质量流率降低至0.20kg/s，并减小二次燃料喷注量，以使所述燃烧室的室内压强进行降低，当所述燃烧室的室内压强进行降低至小于所述第一压强阈值时，将所述内置火箭的质量流率提高至0.30kg/s-0.35kg/s，并提高二次燃料喷注量，以使所述燃烧室内的室内压强提高并将所述燃烧室内的室内压强提高至所述第一压强阈值，其中，所述第一压强阈值的范围为0.130MPa-0.140MPa，所述第二压强阈值的范围为0.145MPa-0.155MPa。