[发明专利]一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法

说明书

本发明公开一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法，该中心引射火箭，包括具有火箭发动机流道的火箭支板，火箭发动机流道包括依次连通的燃烧室、喉部与喷管；火箭支板内设有第一喷注通道与第二喷注通道，第一喷注通道的一端位于火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端通过第一喷注结构与燃烧室相通；火箭支板的尾端设有第二喷注结构，第二喷注通道的一端位于火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端与第二喷注结构相连。不仅简化了中心引射火箭的尾部喷射喷管结构，使得中心引射火箭的喷管厚度可进一步减小；还提高RBCC发动机SMC引射模态下燃料和二次流的利用率，提升RBCC发动机比冲和推力性能。

技术领域

本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，具体是一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法。

背景技术

在RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环)发动机运行过程中，引射模态(一般认为飞行马赫数0～3)消耗了绝大多数的燃料(占总飞行过程的65％)，在保证推力的前提下有效地减少引射模态的燃料消耗量能够极大地提升飞行器在全弹道范围上的整体性能。

传统上以SMC(即时混合燃烧)为燃烧组织方式的RBCC发动机在引射模态工作时，中心火箭喷射富燃燃气(一次流)，一次流与被引射的外部空气(二次流)在燃烧室内进行掺混，同时一次流中的过量燃气在高温下同二次流中的氧气反应组织二次燃烧，燃烧放热增大燃烧室内压力，从而进一步增强RBCC发动机的整体性能。传统SMC燃烧模式采用的喷管基本上为火箭发动机使用的主动冷却喷管，其喷管主动冷却构造如图1所示。一般情况下，冷燃料会作为主动冷却剂被注入火箭管壁内的冷却槽道之中，燃料流经一个回流的冷却槽道，吸热后再次喷注至火箭燃烧室内组织燃烧。这种主动冷却槽道包括冷却剂去向与回向槽道，结构复杂，制造难度较大，并且对喷管管壁的厚度有一定要求，这位给喷管管壁减薄带来困难。此外，冷却剂流经距离长，压力损失较大。

SMC燃烧组织模式下，采用传统中心火箭喷管，富燃喷射情况下的流场结构图如图2所示。由图2可知，中心引射火箭喷射高速的富燃燃料，与二次流在长度有限的空间内进行掺混，并同时伴随燃烧，燃烧反应是在一次流与二次流之间形成的超声速混合层中进行的，由于掺混极不充分，并且两股气流速度极大，只有少部分靠近反应混合层的空气和火箭尾流中的燃气得以参与反应，这就导致了在有限长度发动机出口处仍有大量未参与反应的空气与富燃尾流，从而浪费了燃料和氧化剂的使用效率，间接造成发动机比冲的降低。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种中心引射火箭、RBCC发动机及其燃料喷注方法，可有效地提高燃料和二次流利用率，提升发动机比冲和推力性能。

为实现上述目的，本发明提供一种中心引射火箭，包括具有火箭发动机流道的火箭支板，所述火箭发动机流道包括依次连通的燃烧室、喉部与喷管；

所述火箭支板内设有第一喷注通道与第二喷注通道，所述第一喷注通道的一端位于所述火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端通过第一喷注结构与所述燃烧室相通；

所述火箭支板的尾端设有第二喷注结构，所述第二喷注通道的一端位于所述火箭支板的首端且与外部燃料储箱相连，另一端与所述第二喷注结构相连。

在其中一个实施例中，所述第二喷注通道的数量为多个，且多个所述第二喷注通道沿周向间隔环绕在所述火箭发动机流道的周围。

在其中一个实施例中，各所述第二喷注通道所对应的第二喷注结构的喷注方向不尽相同。

在其中一个实施例中，各所述第二喷注通道所对应的第二喷注结构的喷注口径不尽相同。

在其中一个实施例中，所述火箭支板内部设有与各所述第二喷注通道一一对应的控制结构，以用于控制各所述第二喷注通道的导通或堵塞。

在其中一个实施例中，所述控制结构包括驱动件、阻塞滑块与滑槽，所述滑槽与所述第二喷注通道相交；