一种采用多推力室发动机的RBCC引射火箭及其控制方法

一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法
技术领域
1.本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法。


背景技术：

2.火箭基组合循环(rocket based combined cycle)发动机，简称rbcc发动机，是最有潜力实现高超声速飞行的方案，通过在流道内有机集成高推重比的火箭发动机和高比冲的冲压发动机(1)，具有宽域多模态一体化设计的优势。rbcc发动机的宽域运行，涉及到各个模态下火箭和冲压流道的匹配。rbcc发动机运行过程中，二次空气流在内置火箭高速射流的引射抽吸和冲压的共同作用下进入内流道，在燃烧室内组织二次燃烧，相对于纯火箭产生了推力增益。rbcc发动机模态转换以及各工作模态下的稳定运行，深受内置火箭射流与二次空气流之间的掺混及相互作用的影响，正确匹配内置火箭射流参数可以使掺混后的rbcc发动机性能更优。因此，rbcc发动机在多模态下的高效运行对内置引射火箭提出了很高的宽域性能要求，引射火箭性能甚至决定了飞行方案能否实现以及入轨载荷能力的高低。
3.当前使用的rbcc发动机经常采用的碳氢燃料内置引射火箭发动机存在调节比过低的问题，难以满足rbcc发动机宽域多工况运行且推力分段可调的需求。因此提高内置引射火箭发动机的可调节范围，对于实现rbcc发动机在宽范围内高效稳定运行尤为重要。


技术实现要素：

4.有鉴于此，本发明提出了一种采用多推力室发动机结构、具有可变的推力输出能力的rbcc引射火箭及其控制方法。
5.本发明的技术方案是这样实现的：
6.一方面，本发明提供了一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭，包括冲压发动机(1)、壳体(2)、第一子火箭单元(3)、第二子火箭单元(4)、第三子火箭单元(5)和若干支架(6)；
7.壳体(2)内部中空，壳体(2)设置在冲压发动机(1)的流道内，且壳体(2)的中心轴线与冲压发动机(1)的流道中心轴线重合；
8.各支架(6)环绕设置在壳体(2)的外表面，支架(6)的一端与壳体(2)的外表面固定连接，支架(6)的另一端与冲压发动机(1)的流道固定连接；
9.第一子火箭单元(3)，设置在壳体(2)的中心处；第一子火箭单元(3)的中心轴线与冲压发动机(1)流道的中心轴线重合；
10.第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)均设置在壳体(2)内，且第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)均设置有若干推力室，各推力室环绕第一子火箭单元(3)设置；第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)的推力室交错且间隔设置；
11.其中，第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的各推力室同时运行或者关
闭；第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的输出推力的合力方向与第一子火箭单元(3)的中心轴线共线；所述第三子火箭单元(5)的输出推力与第一子火箭单元(3)或者第二子火箭单元(4)的输出推力不完全相同。
12.在以上技术方案的基础上，优选的，所述第一子火箭单元(3)为单推力室火箭发动机。
13.优选的，第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的推力室均相对于第一子火箭单元(3)中心对称设置。
14.进一步优选的，第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)的推力室呈正多边形分布，且正多边形的边数为偶数；第一子火箭单元(3)位于该正多边形的中心处；第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)的推力室交替设置在该正多边形的顶点处。
15.再进一步优选的，第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的推力室的数量为2个或者3个，且第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的各推力室同步工作或者关闭。
16.更进一步优选的，所述第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的推力室的数量相同。
17.在以上技术方案的基础上，优选的，所述壳体(2)包括弧形段(21)和主体段(22)，弧形段(21)与主体段(22)顺次连通；支架(6)间隔的设置在主体段(22)的外表面上；各支架(6)内部中空，各支架(6)将主体段(22)内部与冲压发动机(1)相互连通；支架(6)内部还作为推进剂的供应管路。
18.另一方面，本发明还提供了一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭的控制方法，包括以下步骤：
19.s100：在rbcc发动机的冲压发动机(1)内部，配置上述的多推力室发动机的rbcc引射火箭；向第一子火箭单元(3)、第二子火箭单元(4)和第三子火箭单元(5)分别提供推进剂；
20.s200：根据rbcc发动机所需的输出推力，在壳体(2)内对应设置相应数量的第一子火箭单元(3)、第二子火箭单元(4)和第三子火箭单元(5)；第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)的各推力室按正多边形分布，正多边形的边数为偶数；第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)的推力室交错设置且分别位于正多边形的顶点上，第一子火箭单元(3)位于正多边形的中心处，且第一子火箭单元(3)位于冲压发动机(1)流道的中心轴线上；第二子火箭单元(4)的各推力室或者第三子火箭单元(5)的推力室的输出推力的合力方向位于冲压发动机(1)流道的中心轴线上；
21.s300：令第一子火箭单元(3)的推力室的输出推力为[0，2k]，k为正实数；第二子火箭单元(4)的每个推力室的输出推力的范围均为[0，2k]；第三子火箭单元(5)的每个推力室的输出推力的范围均为[0，3k]；第一子火箭单元(3)、第二子火箭单元(4)或者第三子火箭单元(5)的输出推力分段可调；令第二子火箭单元(4)的数量为a，第三子火箭单元(5)的数量为b；则第一子火箭单元(3)与第二子火箭单元(4)和第三子火箭单元(5)提供的输出推力的范围为[0，(2a 3b 2)
×
k]；
[0022]
s400：当飞行器零速起飞时，rbcc发动机处于引射模态，引射火箭的各火箭单元采用最大输出推力，即第一子火箭单元(3)、第二子火箭单元(4)和第三子火箭单元(5)的输出
推力的合力为(2a 3b 2)
×
k；
[0023]
s500：rbcc发动机从引射模态向亚燃冲压模态的加速过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从最大输出推力按步长为k间隔的下降至roundup[0.5
×
(2a 3b 2) 1]
×
k；roundup表示向上取整；
[0024]
s600：rbcc发动机处于亚燃冲压模态时，第一子火箭单元(3)、第二子火箭单元(4)和第三子火箭单元(5)的输出推力的合力为rounddown[0.5
×
(2a 3b 2)]
×
k；rounddown表示向下取整；
[0025]
s700：rbcc发动机从亚燃冲压模态向超燃冲压模态加速的过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从rounddown[0.5
×
(2a 3b 2)]
×
k，按步长为k间隔的下降至2k；
[0026]
s800：rbcc发动机处于超燃冲压模态时，第一子火箭单元(3)输出推力为k，第二子火箭单元(4)与第三子火箭单元(5)关闭。
[0027]
本发明提供的一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法，相对于现有技术，具有以下有益效果：
[0028]
(1)本方案采用单推力室的第一子火箭单元，以及具有多推力室结构的第二子火箭单元和第三子火箭单元结构，可以克服现有单体引射火箭输出推力范围小，无法宽范围多级分段调节的缺陷，而且宽范围的输出推力能够适应火箭发动机或者冲压发动机的集成优势，在多个工作状态均可稳定工作；
[0029]
(2)实现同一种输出推力可能有多种子火箭单元及其推力室的输出组合方式，当部分子火箭单元出现故障时，仍能保证引射火箭的稳定运行，提高了引射火箭的容错能力；
[0030]
(3)多推力室结构的第二子火箭单元和第三子火箭单元，增加了火箭射流与气流的接触面积，大幅度提高了气流掺混效率，可以充分发挥出rbcc引射火箭发动机点火助燃、引射增推的优势；
[0031]
(4)采用多个支架固定引射火箭，相比于近壁面的火箭发动机布局，拉开了火箭发动机高温射流与流道壁面的距离，降低了燃烧室壁面的热防护难度，也降低了其对燃烧室凹腔稳焰能力的不利影响；支架内设推进剂管路，可以降低承力支架的热负荷并提供燃料。
附图说明
[0032]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0033]
图1为本发明一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法的引射火箭的半剖前视图；
[0034]
图2为本发明一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法的壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元、第三子火箭单元和支架的组合状态半剖前视图；
[0035]
图3为本发明一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法的一种第一子火箭单元、第二子火箭单元、第三子火箭单元的布局的右视图；
[0036]
图4为本发明一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭及其控制方法的另一种第一子火箭单元、第二子火箭单元、第三子火箭单元的布局的右视图。
具体实施方式
[0037]
下面将结合本发明实施方式，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本发明保护的范围。
[0038]
如图1结合2和图3所示，一方面，本发明公开了一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭，包括冲压发动机1、壳体2、第一子火箭单元3、第二子火箭单元4、第三子火箭单元5和若干支架6；
[0039]
壳体2内部中空，壳体2设置在冲压发动机1的流道内，且壳体2的中心轴线与冲压发动机1的流道中心轴线重合；壳体2用于对第一子火箭单元3、第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5提供防护；并使其与第一子火箭单元3、第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5共同构成引射火箭。
[0040]
各支架6环绕设置在壳体2的外表面，支架6的一端与壳体2的外表面固定连接，支架6的另一端与冲压发动机1的流道固定连接；支架6进一步限定壳体2的位置，一方面使壳体2的位置保持稳定，另一方面支架6内部可以设置管路，从而向壳体2内的各子火箭单元提供推进剂。
[0041]
第一子火箭单元3设置在壳体2的中心处；第一子火箭单元3的中心轴线与冲压发动机1流道的中心轴线重合；
[0042]
第二子火箭单元4与第三子火箭单元5均设置在壳体2内，且第二子火箭单元4与第三子火箭单元5均设置有若干推力室，各推力室环绕第一子火箭单元3设置；第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的推力室交错且间隔设置；推力室可以单独工作，但是属于同一个第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的各推力室是同步同坐或者关闭的。
[0043]
第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的输出推力的合力方向与第一子火箭单元3的中心轴线共线；第三子火箭单元5的输出推力与第一子火箭单元3或者第二子火箭单元4的输出推力不完全相同。当属于第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的多个推力室共同工作时，其合力维持在壳体1中轴线上，可抵消其他方向的扭矩。当第一子火箭单元3、第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5单独工作或者同时工作时，其输出推力的方向也是始终位于第一子火箭单元3的中心轴线上，从而实现宽范围的输出推力调节。
[0044]
如图3和4所示，图示的第一子火箭单元3为单推力室火箭发动机。其输出推力的范围较小。
[0045]
第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的推力室均相对于第一子火箭单元3中心对称设置。第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的推力室呈正多边形分布，且正多边形的边数为偶数；第一子火箭单元3位于该正多边形的中心处；第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的推力室交替设置在该正多边形的顶点处。图示的正多边形为正方形或者正六边形，当然如果具有更多的推力室，正多边形的边数还会进一步增加，不论边数是多少，第一子火箭单元3始终位于该正多边形的中心。为保证该多边形的边数为偶数，则本方案的第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的推力室的数量应相同。
[0046]
第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的推力室的数量优选的为2个或者3个，且第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的各推力室同步工作或者关闭。如有更大输出推力
的要求，可以将第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的推力室进一步增加。
[0047]
如图2所示，壳体2包括弧形段21和主体段22，弧形段21与主体段22顺次连通；支架6间隔的设置在主体段22的外表面上；各支架6内部中空，各支架6将主体段22内部与冲压发动机1相互连通；支架6内部还作为推进剂的供应管路。弧形段21可以用于容纳和分配推进剂。需要说明的是，图示的弧形段21端部外形为球形，也可是是圆锥形结构。
[0048]
另一方面，本发明还提供了一种采用多推力室发动机的rbcc引射火箭的控制方法，包括以下步骤：
[0049]
s100：在rbcc发动机的冲压发动机1内部，配置上述的多推力室发动机的rbcc引射火箭；
[0050]
s200：根据rbcc发动机所需的输出推力，在壳体2内对应设置相应数量的第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5；第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的各推力室按正多边形分布，正多边形的边数为偶数；第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的推力室交错设置且分别位于正多边形的顶点上，第一子火箭单元3位于正多边形的中心处，且第一子火箭单元3位于冲压发动机1流道的中心轴线上；第二子火箭单元4的各推力室或者第三子火箭单元5的推力室的输出推力的合力方向位于冲压发动机1流道的中心轴线上；分别向第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5分别提供推进剂；
[0051]
s300：令第一子火箭单元3的推力室的输出推力为[0，2k]，k为正实数；第二子火箭单元4的每个推力室的输出推力的范围均为[0，2k]；第三子火箭单元5的每个推力室的输出推力的范围均为[0，3k]；第一子火箭单元3、第二子火箭单元4或者第三子火箭单元5的输出推力分段可调；令第二子火箭单元4的数量为a，第三子火箭单元5的数量为b；则第一子火箭单元3与第二子火箭单元4和第三子火箭单元5提供的输出推力的范围为[0，(2a 3b 2)
×
k]；
[0052]
s400：当飞行器零速起飞时，rbcc发动机处于引射模态，引射火箭的各火箭单元采用最大输出推力，即第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为(2a 3b 2)
×
k；
[0053]
s500：rbcc发动机从引射模态向亚燃冲压模态的加速过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从最大输出推力按步长为k间隔的下降至roundup[0.5
×
(2a 3b 2) 1]
×
k；roundup表示向上取整；
[0054]
s600：rbcc发动机处于亚燃冲压模态时，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为rounddown[0.5
×
(2a 3b 2)]
×
k；
[0055]
s700：rbcc发动机从亚燃冲压模态向超燃冲压模态加速的过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从rounddown[0.5
×
(2a 3b 2)]
×
k，按步长为k间隔的下降至2k；
[0056]
s800：rbcc发动机处于超燃冲压模态时，第一子火箭单元3输出推力为k，第二子火箭单元4与第三子火箭单元5关闭。
[0057]
以下结合附图和实施例来对多推力室发动机的rbcc引射火箭的控制方法进行详细阐述。
[0058]
实施例1：该实施例中，如图3所示，第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的推力室的数量均为2个，即a＝2，b＝2；则三个子火箭单元提供的总的输出推力的范围为[0，(2a 3b 2)
×
k]＝[0，12k]。
[0059]
当飞行器零速起飞时，rbcc发动机处于引射模态，引射火箭的各火箭单元采用最大输出推力，即第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为12k。
[0060]
当rbcc发动机从引射模态向亚燃冲压模态的加速过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从最大输出推力按步长为k间隔的下降至7k；即此时第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为7k。
[0061]
当rbcc发动机处于亚燃冲压模态时，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为6k。
[0062]
当rbcc发动机从亚燃冲压模态向超燃冲压模态加速的过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从6k，按步长为k间隔的下降至2k。
[0063]
当rbcc发动机处于超燃冲压模态时，第一子火箭单元3输出推力为k，第二子火箭单元4与第三子火箭单元5关闭。
[0064]
下表展示了在引射火箭总的输出推力的范围的不同输出推力的组合：
[0065]
[0066][0067]
上表中，r1表示具有单推力室的第一子火箭单元3的输出推力；r2*2表示第二子火箭单元4的两个推力室的输出推力；r3*2表示第三子火箭单元5的两个推力室的输出推力。从表中可以看到，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力在不同组合下可以输出同一个输出推力的合力，即有多种组合方式，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的各推力室可以工作在50％输出推力或者100％输出推力状态，实现以k为步长的连续变化。当然，实际步长可以比k更小，推力调节的变化会更加平滑，在此不再赘述。需要说明的是，表中的第二子火箭单元4的两个推力室的输出2k时，表示两个推力室各输出1k推力，输出4k推力时表示两个推力室各输出2k推力。第三子火箭单元5的两个推力室同理。
[0068]
实施例2：如图4所示，第二子火箭单元4与第三子火箭单元5的推力室的数量均为3个，即a＝3，b＝3；则三个子火箭单元提供的总的输出推力的范围为[0，(2a 3b 2)
×
k]＝[0，17k]。
[0069]
当飞行器零速起飞时，rbcc发动机处于引射模态，引射火箭的各火箭单元采用最大输出推力，即第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为17k。
[0070]
当rbcc发动机从引射模态向亚燃冲压模态的加速过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从最大输出推力按步长为k间隔的下降至9k；；即此时第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为9k。
[0071]
当rbcc发动机处于亚燃冲压模态时，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力为8k。
[0072]
当rbcc发动机从亚燃冲压模态向超燃冲压模态加速的过程中，引射火箭的各火箭单元的输出推力从8k，按步长为k间隔的下降至2k。
[0073]
当rbcc发动机处于超燃冲压模态时，第一子火箭单元3输出推力为k，第二子火箭单元4与第三子火箭单元5关闭。
[0074]
[0075][0076]
上表中，r1表示具有单推力室的第一子火箭单元3的输出推力；r2*3表示第二子火箭单元4的三个推力室的输出推力；r3*3表示第三子火箭单元5的三个推力室的输出推力。从表中可以看到，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的输出推力的合力在不同组合下可以输出同一个输出推力的合力，即同样有多种组合方式，第一子火箭单元3、第二子火箭单元4和第三子火箭单元5的各推力室可以工作在1k、2k或者3k的推力下，实现以k为步长的连续变化。当然，实际步长可以比k更小如0.25k或者0.5k等，输出推力调节的变化会更加平滑，在此不再赘述。
[0077]
以上实施例只是在a与b为2或3的情形的组合状态的输出推力合力的说明，实际使用时，可根据需要增加实际使用的推力室的数量。从而获得更大的推力调节范围。
[0078]
以上所述仅为本发明的较佳实施方式而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。