[发明专利]一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调节几何喉道

说明书

本发明公开了一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调节几何喉道，包括轴对称组合发动机燃烧室壳体，在燃烧室壳体几何喉道段外环向一周间隔开设有四个通孔，且四个通孔分为位于几何喉道壳体上、下、左和右侧；位于各通孔处均覆盖有向外凸起的壳体，壳体内形成与几何喉道相连通的长方体状的凹腔；在各凹腔内均设置有一滑块，各滑块的前端均伸入几何喉道内，各滑块均可在各凹腔内朝向或远离几何喉道滑动；两组滑块可同时朝向几何喉道内滑动，用于改变调节喉道面积；各组滑块可独立朝向几何喉道内滑动，用于对发动机实现矢量控制。通过四个滑块的驱动来调节轴对称RBCC发动机燃烧室的面积，来实现不同发动机在不同来流条件下的高效工作。

技术领域

本发明属于轴对称火箭基组合循环发动机技术领域，具体涉及一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调节几何喉道。

背景技术

火箭基组合动力循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机是将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的冲压发动机有机地集成在一起的组合推进系统，RBCC发动机集引射模态、亚燃模态、超燃模态以及纯火箭模态为一体，这样使得RBCC发动机能自启动，具有很宽的飞行包线，任务适应性强，成为未来最有潜力发展的新型动力装置之一。燃烧室/尾喷管是发动机中的重要部件，对于吸气式发动机，要求燃烧室能够使燃料在燃烧室在有限的空间以及时间内，在高速气流中完成燃料的喷射、雾化、蒸发、掺混和燃烧，将化学能最大限度的转化为热能，然后通过尾喷管将热能最大程度的转换为动能，从而产生推力。在超燃模态，为满足超声速燃烧的需要，燃烧室流道需要保持为扩张结构；而在引射和亚燃模态，燃烧室流道可以采用收敛加扩张结构来满足燃烧室的高效燃烧。同时，随着飞行马赫数提高，燃烧室内加热比逐渐降低，燃烧室扩张比需要相应减小满足不同飞行马赫数下的高性能。在多个模态共用一个流道的前提下，发动机变结构技术是保证其全程实现最佳工作性能的有效途径之一。目前采用变结构燃烧室的发动机有双模态冲压发动机，如法国的WRR(wide-range ramjet)发动机进行大范围可变燃烧室型面以满足整个马赫数范围内的高性能(AIAA Paper 2000-3340,2000)；PIAF发动机则选择了利用外罩的水平移动来改变燃烧室的几何结构的方案实现燃烧室宽范围工作(AIAA Paper 2003-7031,2003)。对于RBCC发动机，变结构方案仅应用在进排气部件上，美国Aerojet公司针对单级入轨(SSTO)提出一种进气道和尾喷管简单变结构RBCC发动机方案(NASA TechnicalMemorandum 107422)，来保证多模态协调高效工作。在航空发动机领域，航空发动机轴对称矢量喷管在实现矢量控制时主要依靠调节环，只调节扩张段的偏转来改变方向，目前，对于轴对称RBCC发动机的变结构燃烧室方案研究较少，研究轴对称RBCC变结构方案、可调几何喉道构型，对于提高其发动机性能极为重要。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调节几何喉道，通过四个滑块的驱动来调节轴对称RBCC发动机燃烧室的面积，来实现不同发动机在不同来流条件下的高效工作。

本发明采用以下技术方案：一种用于轴对称火箭冲压组合发动机具有矢量调节的可调几何结构喉道，其特征在于，包括轴对称组合发动机燃烧室壳体，在燃烧室壳体几何喉道段外环向一周间隔开设有四个通孔，且四个通孔分为位于几何喉道壳体上、下、左和右侧；位于各通孔处均覆盖有向外凸起的壳体，壳体内形成与几何喉道相连通的长方体状的凹腔；

在各凹腔内均设置有一滑块，分别为上竖直滑块、下竖直滑块、左水平滑块和右水平滑块；各滑块的前端均伸入几何喉道内，各滑块均可在各凹腔内朝向或远离几何喉道滑动；

上竖直滑块和下竖直滑块为一组，左水平滑块和右水平滑块为一组，两组滑块可同时朝向几何喉道内滑动，用于改变调节喉道面积；各组滑块可独立朝向几何喉道内滑动，用于对发动机实现矢量控制。