并联压气机流道的火箭冲压组合发动机的制作方法

1.本发明属于高超声速组合动力技术领域，主要涉及一种并联压气机流道的rbcc发动机，具体是一种具备宽范围工作的火箭冲压组合循环发动机，可在ma0～8 工作范围内正常工作，在ma0～3.0范围利用双流道工作，最大程度利用获捕的空气流量，提升发动机推力和性能，显著提升rbcc发动机低速段性能。


背景技术：

2.rbcc发动机自上个世纪出现以来，经过数十年的发展，在引射模态开展大量的数值和试验研究。引入火箭推力室以后，rbcc发动机具有引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态、火箭冲压模态及火箭模态等工作模态，在不同的工作速度段采用相应的工作模态，可以实现ma0-8 的极宽范围工作，甚至利用火箭模态最高工作马赫数可以实现入轨。
3.冲压模态和超燃冲压发动机的工作原理相同，近年来高超声速技术迅猛发展，超燃冲压发动机、tbcc发动机、rbcc发动机及其他组合发动机也获得了极大的技术进展，完成了大量的关键技术攻关及地面试验验证，也开展了相应的飞行试验。相对而言，高马赫数段的技术成熟度优于低马赫数段，基本具备了工程应用的技术能力。
4.然而，高超声速飞行器的水平起降一直是人们的追求，rbcc发动机虽然理论上具备地面零速起动的能力，但其性能偏低，难以支撑飞行器的长时加速过程。其推力主要由火箭推力室产生，发动机比冲性能略高于火箭推力室，增益提升有限。这是制约rbcc发动机水平起降的关键障碍，急待解决。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：宽范围rbcc发动机低马赫数段以引射模态工作，由于工作范围宽，低马赫数段进气流量小，推力小。同时，仅靠火箭引射，增压能力不足，比冲性能低，仅略高于火箭发动机的比冲，这两点极大限制了发动机的工程应用能力，本发明克服上述不足，提供一种并联压气机流道的火箭冲压组合发动机。
6.本发明解决技术的方案是：并联压气机流道的火箭冲压组合发动机，包括压气机流道和rbcc发动机流道，所述压气机流道与rbcc发动机流道并联设置，两个流道共用进气道，所述进气道流道之后设置火箭推力室、一级燃烧室和二级燃烧室以及尾喷管；所述压气机流道气流汇入二级燃烧室，在二级燃烧室中进行燃烧。
7.优选的，所述火箭推力室至少3台，并采用斜坡布局，即每台推力室轴线与rbcc发动机流道存在相同的夹角。
8.优选的，所述的夹角小于15
°
。
9.优选的，所述火箭推力室相对rbcc发动机流道两侧对称布置，其中压气机流道置于rbcd发动机流道的下方。
10.优选的，所述火箭推力室出口深入所述rbcc发动机流道，即火箭推力室的出口完全置于rbcc发动机流道内。
11.优选的，对rbcc发动机设置火箭推力室部分的流道进行面积补偿，保证面积变化为微扩张，即扩张比1.0～1.05。
12.优选的，所述火箭推力室的出口形状适应rbcc发动机流道设计，不限于圆形出口，以适应不同的工作需求。
13.优选的，所述的压气机流道内设置压气机和燃气涡轮，压气机对进入的空气进行压缩，然后与驱动涡轮的燃气掺混，共同进入二级燃烧室。涡轮的驱动气采用发生器的燃气进行驱动；所述燃气涡轮通过h2o2催化分解驱动或h2o2与煤油燃烧的燃气驱动。
14.优选的，进气道设置调节板，通过转动调节板调节两个流道的空气流量比；压气机流道出口设置调节板，压气机流道不工作时可关闭；喷管设置调节板，通过调节喷管调节板实现节流，形成几何喉道；在不需要几何喉道时，调节板调至最大截面位置，与喷管型面平齐，形成三维扩张膨胀面。
15.优选的，在ma0-3范围，发动机两个流道同时工作，或压气机流道最大流量工作，喷管调节实现几何喉道，匹配发动机高性能工作；
16.在ma3-5范围，发动机压气机流道关闭，发动机单流道工作，以亚燃冲压模态工作，喷管调节板形成几何喉道，实现高比冲长时巡航；
17.在ma5-8范围，发动机压气机流道关闭，发动机单流道工作，以超燃冲压模态工作，喷管调节板置于最大开度，不形成几何喉道；
18.在ma8以上出大气层后，发动机以火箭模态工作，压气机流道关闭，，实现跨域飞行。
19.本发明与现有技术相比的有益效果是：
20.针对低马赫数段发动机总体性能偏低的问题，本文研究了一种具备宽范围(ma0～8 )工作，并联压气机流道的一种火箭和冲压组合发动机。通过并联压气机流道后，一方面可以提升进气道的流量捕获能力，从而提升发动机总推力，一方面利用压气机增压后，可以改善发动机热力循环，提升发动机比冲性能，从而有力缓解低马赫数性能低的问题，提升发动机综合性能，促进工程应用。
21.并联压气道流道后，可以有效增大进气道喉道面积，从而提升进气道的流量捕获能力，分析表明，进气道ma2状态的流量系数可以由0.2提升至0.4以上。发动机流量增大一倍，推力可以提升一倍，从而显著提升发动机在ma0-3范围的推力性能和加速能力。
22.引入压气机流道后，气流经过压气机增压，可以极大提升热力循环的温升比或压比，从而改善发动机热循环效率，最终提升发动机推力和比冲性能。相比一般的rbcc发动机，整体性能有显著提升。
23.火箭推力室采用斜坡布局，且可变工况，一方面可作为引射火箭使用，一方面相可作为点火器使用，只需一台工作于最低工况。推力室布局于两侧和下侧，上面侧不布局火箭推力室，可有效降低发动机迎风面积，便于与飞行器外形一体化设计，提升飞行器空气动力学性能。
24.并联流道中仅设置压气机和涡轮，不设置燃烧室，发动机结构紧凑，有利于减小迎风面积，降低发动机阻力。另外，发动机在高马赫数工作时死重小，有利于提高推重比。
附图说明
25.图1为本发明并联压气机流道的火箭冲压组合发动机原理示意图；
26.图2三台斜坡火箭布局图。
具体实施方式
27.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
28.在单流道rbcc发动机的基础上，引入压气机流道，形成并联压气机流道的火箭冲压组合发动机，见图1。发动机由进气道、火箭推力室、两级燃烧室、喷管、喷管调节板、进气道调节板、压气机和燃气涡轮、压气机流道出口调节板组成。压气机流道与rbcc发动机流道并联设置，两个流道共用进气道。压气机流道气流汇入二级燃烧室，在二级燃烧室中进行燃烧。进气道和喷管均设置调节板，实现流量分配和几何喉道的功能。
29.本发明的实现还在于：火箭推力室为斜坡布局方案，位于一级燃烧室入口附近，3台火箭推力室位于两侧和下侧，如图1所示，此时压气机流道位于rbcc发动机流道的下方。推力室轴线与流道存在一定夹角(火箭推力室出口进入流道内的方向)，一般小于15
°
，推力室出口深入发动机流道(如图2所示，推力室出口全部深入发动机流道内)，为保持流通面积，对rbcc发动机流道进行面积补偿，保证面积变化为微扩张(扩张比1.05左右)。火箭推力室采用变工况设计，实现至少1：3工况调节，出口形状适应发动机流道设计，不限于圆形出口，以适应不同的工作需求。
30.本发明的实现还在于：并联流道的压气机对空气进行压缩，然后与驱动涡轮的燃气掺混，共同进入二级燃烧室，添加燃油后进行燃烧。涡轮的驱动气采用h2o2催化分解生成的高温燃气，或其他发生器的燃气进行驱动。
31.本发明的实现还在于：进气道设置调节板，通过转动调节板调节两个流道的空气流量比，还可实现压气机流道的关闭。喷管设置调节板，在发动机工作于低马赫数段时，可根据燃烧室流动的匹配需求，调节喷管调节板实现节流，形成几何喉道。在不需要几何喉道时，调节板调至最大截面位置，与喷管型面平齐，形成三维扩张膨胀面。
32.本发明的实现还在于：发动机在低马赫数段(ma0-3.0)可以打开进气道调节板，实现两个流道同时工作，此时引射火箭和压气机同时工作，实现进气道最大空气捕获量和空气最大利用率，来提升发动机推力。也可以调节进气道调节板，使压气机流道流量达到最大，压气机工作，对气流增压后在二级燃烧室燃烧，产生推力。此时引射火箭不工作或者以点火器模式(小工况)工作。
33.实施例1
34.本文针对宽范围工作发动机的技术需求，提出了一种并联压气机流道的火箭冲压组合发动机，参见图1，由进气道1、火箭推力室2、一级燃烧室3、二级燃烧室4、喷管5、喷管调节板6、进气道调节板7、压气机8、燃气涡轮9和压气机流道出口调节板组成。发动机在ma0-3范围，通过调节进气道调节板，合理分配空气流量进入两个流道，引射火箭和压气机同时工作，或者引射火箭以点火器模式工作，压气机正常工作。压气机流道中驱动涡轮的燃气与空气掺混后，与引射流道中的空气在二级燃烧室中掺混燃烧。调节喷管调节板实现几何喉道，匹配燃烧室高效工作。
35.发动机工作原理:
36.1)在ma0-3范围，发动机两个流道同时工作，或压气机流道最大流量工作，喷管调节实现几何喉道，匹配发动机高性能工作；
37.2)在ma3-5范围，发动机压气机流道关闭，发动机单流道工作，以亚燃冲压模态工作，喷管调节板形成几何喉道，可实现高比冲长时巡航；
38.3)在ma5-8范围，发动机压气机流道关闭，发动机单流道工作，以超燃冲压模态工作，可实现高超声速巡航，喷管调节板置于最大开度，不形成几何喉道；
39.4)在ma8以上出大气层后，发动机火箭模态工作，压气机流道关闭，实现跨域飞行。
40.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。
41.本发明未详细说明部分属于本领域技术人员的公知常识。