一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，由前到后包括在轴向上相连通的燃烧室和方形流道段；燃烧室，其壳体由底部支撑底板和顶板围合而成，底部支撑底板为水平状，顶板为向上拱起的半圆弧形状；方形流道段，其为长方体状腔体，在上部和下部的孔洞内嵌有与对应孔洞大小相一致的上变结构几何喉道和下变结构几何喉道；上变结构几何喉道和下变结构几何喉道均为斜劈状的板体，且斜劈的尖端朝向后方，斜劈的倾斜面侧均朝向腔体内；上变结构几何喉道和下变结构几何喉道用于改变方形流道段内的流道几何喉道面积。该发动机随着飞行马赫数的增高，减小喉道面积与飞行状态匹配，提高发动机性能；且能实现发动机推力矢量调节。力矢量调节。力矢量调节。

【技术实现步骤摘要】
一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机


[0001]本专利技术属于火箭基组合循环发动机
，具体涉及一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机。

技术介绍

[0002]火箭基组合动力循环(Rocket
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Based
‑
Combined
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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
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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
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7031,2003)。对于RBCC发动机，变结构方案仅应用在进排气部件上，对于轴对称RBCC发动机的变结构燃烧室方案研究较少。

技术实现思路

[0003]本专利技术的目的是提供一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，随着飞行马赫数的增高，两个几何喉道向流道中心对称旋转，减小喉道面积与飞行状态匹配，提高发动机性能；且能实现发动机推力矢量调节。
[0004]本专利技术采用以下技术方案：一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，由前到后包括在轴向上相连通的燃烧室和方形流道段；
[0005]燃烧室，其壳体由底部支撑底板和顶板围合而成，底部支撑底板为水平状，顶板为向上拱起的半圆弧形状；
[0006]方形流道段，其为长方体状腔体，在上下壳体上均开设有与流道宽度相一致的孔洞，在上部和下部的孔洞内嵌有与对应孔洞大小相一致的上变结构几何喉道和下变结构几何喉道；
[0007]上变结构几何喉道和下变结构几何喉道均为斜劈状的板体，且斜劈的尖端朝向后方，斜劈的倾斜面侧均朝向腔体内；
[0008]上变结构几何喉道和下变结构几何喉道均可以其后端尖端为支撑点，向靠近或者远离腔体的方向运动，用于改变方形流道段内的流道几何喉道面积。
[0009]进一步地，在燃烧室内，且位于燃烧室的中段底板上沿轴向设置有中心支板火箭，用于向燃烧室内喷注燃料。
[0010]进一步地，在燃烧室和方形流道段间轴向连通有圆转方装置，圆转方装置为腔体结构，其前段为半圆柱状，与燃烧室相连接，其后段为长方体状，与方形流道段的壳体相连接。
[0011]进一步地，在方形流道段的后方轴向连接有尾喷管。
[0012]进一步地，在燃烧室的前端轴向连通进气道内收缩段进气道内收缩段为两端敞口的腔体结构，其壳体由底部板体和顶部板体围成，其底板板体为水平板，与底部支撑底板一体连接，其顶部板体为向上拱起的半圆弧形状，且其前端为外扩的半喇叭状；
[0013]在进气道内收缩段内轴向套设有气道中心体，气道中心体为前端为尖端的半圆锥体状，且其底部为水平状，并与底部支撑底板贴合一体连接，在进气道内收缩段内沿轴向方向形成内径由大变小的半环形的气体流道。
[0014]进一步地，在进气道内收缩段外，且位于拱起侧外套设有进气道外罩，进气道外罩为半圆柱状，其底部与底部板体滑动连接，可沿底板前后移动；
[0015]进气道内收缩段壳体和进气道外罩同时向前或者向后移动，向前移动，缩小进气道内收缩段喉道的面积；向后移动，增大进气道内收缩段喉道的面积。
[0016]进一步地，上变结构几何喉道和下变结构几何喉道对应与上几何喉道作动筒和下几何喉道作动筒相连接，上几何喉道作动筒和下几何喉道作动筒用于带动上变结构几何喉道和下变结构几何喉道以后端尖端为支撑向远离腔室和靠近腔室的方向转动。
[0017]本专利技术的有益效果是：1.上变结构几何喉道和下变结构几何喉道均可以后端尖端为支撑点，向靠近或者远离腔体的方向运动，用于改变所述方形流道段内的流道几何喉道面积，以满足不同马赫数下的RBCC发动机性能；也进行推力矢量调节，能够提供垂直起降或短距起降能力，还能在空战中为飞机提供额外的机动力。2.调节几何喉道方式简单、容易实现，轴对称构型使发动机外壳结构应力受力更加均匀、燃气流动效果更好，燃烧室燃料燃烧相比于二元构型能够更加充分。3.通过调节几何喉道面积、进气道收缩比实现燃烧室不同来流及喷油状态匹配工作，实现稳定高效的燃烧。
附图说明
[0018]图1为一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机的结构示意图；
[0019]图2为方形流道段和喷管连接的结构示意图；
[0020]图3为圆转方装置的结构示意图；
[0021]图4为上变结构几何喉道和下变结构几何喉道对称摆动时的Ma云图；
[0022]图5为上变结构几何喉道和下变结构几何喉道对称摆动时的压力云图；
[0023]图6为上变结构几何喉道摆动时的Ma云图；
[0024]图7为为上变结构几何喉道摆动时的压力云图。
[0025]其中：1.进气道中心体；2.进气道外罩；3.进气道内收缩段；4.中心支板火箭；5.圆转方体；6.上几何喉道作动筒；7.上变结构几何喉道；8.尾喷管；9.下几何喉道作动筒；10.
下变结构几何喉道，11.燃烧室；12.底部支撑底板；13.方形流道。
具体实施方式
[0026]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术进行详细说明。
[0027]本专利技术一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，如图1和2所示，由前到后包括在轴向上相连通的燃烧室11和方形流道段13；燃烧室11，其壳体由底部支撑底板12和顶板围合而成，底部支撑底板12为水平状，顶板为向上拱起的半圆弧形状。
[0028]方形流道段13，其为长方体状腔体，在上下壳体上均开设有与流道宽度相一致的孔洞13
‑
1，在上部和下部的孔洞13
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1内嵌有与对应孔洞大小相一致的上变结构几何喉道7和下变结构几何喉道10；
[0029]上变结构几何喉道7和下本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，其特征在于，由前到后包括在轴向上相连通的燃烧室(11)和方形流道段(13)；所述燃烧室(11)，其壳体由底部支撑底板(12)和顶板围合而成，底部支撑底板(12)为水平状，顶板为向上拱起的半圆弧形状；所述方形流道段(13)，其为长方体状腔体，在上下壳体上均开设有与流道宽度相一致的孔洞(13
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1)，在上部和下部的孔洞(13
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1)内嵌有与对应孔洞大小相一致的上变结构几何喉道(7)和下变结构几何喉道(10)；所述上变结构几何喉道(7)和下变结构几何喉道(10)均为斜劈状的板体，且斜劈的尖端朝向后方，斜劈的倾斜面侧均朝向腔体内；所述上变结构几何喉道(7)和下变结构几何喉道(10)均可以其后端尖端为支撑点，向靠近或者远离腔体的方向运动，用于改变所述方形流道段(13)内的流道几何喉道面积。2.如权利要求1所述的一种具有可变喉道的轴对称火箭基组合发动机，其特征在于，在所述燃烧室(11)内，且位于所述燃烧室(11)的中段底板上沿轴向设置有中心支板火箭(4)，用于向燃烧室(11)内喷注燃料。3.如权利要求2所述的一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，其特征在于，在所述燃烧室(11)和方形流道段(13)间轴向连通有圆转方装置(5)，所述圆转方装置(5)为腔体结构，其前段为半圆柱状，与所述燃烧室(11)相连接，其后段为长方体状，与所述方形流道段(13)的壳体相连接。4.如权利要求3所述的一种具有可变几何喉道的轴对称火箭基组合发动机，其特征在于，在所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：叶进颖，聂韶，魏祥庚，秦飞，何国强，朱韶华，刘冰，陈剑，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：