一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动的制造方法
【专利摘要】本发明公开了一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，主火箭燃烧室固定在二次燃烧室前部，进气道分别安装在主火箭燃烧室的上下两侧，进气道入口端通过支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次燃烧室连接，二次燃烧室为扩张等直构型；主火箭燃烧室和二次燃烧室匹配连接，在喷管扩张段采用流道由圆转方的渐进变化。主火箭燃烧室采用贴壁浇注的七角星形和内孔组合装药，点火燃烧后主火箭燃气流量基本保持不变,验证火箭基组合循环发动机引射模态性能随飞行马赫数和高度的变化规律，为流道设计提供依据。本发明结构简单，维护方便，可拓展研究燃气组分对发动机性能和弹道爬升的影响。
【专利说明】一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机
【技术领域】
[0001]本发明属于火箭冲压发动机领域，具体地说，涉及一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机。
【背景技术】
[0002]火箭基组合循环(Rocket-Based-Combined-Cycle, RBCC)推进系统是将火箭发动机和冲压发动机有机地组合在同一流道中，使其能够在不同的飞行高度和马赫数下启用最优的工作模态，充分发挥火箭发动机和冲压发动机各自的特点，使火箭基组合循环推进系统在具有高比冲、高推重比的同时还拥有零速启动、可重复利用的优点。而所有飞行试验是由地面研究转向实际应用的必经之路。对火箭基组合循环推进系统而言，引射火箭模态即马赫数Ma=O?2.5的应用是实现一体化流道设计的关键，可有效的降低系统的复杂程度，提高工作的可靠性，通过飞行试验可以验证火箭基组合循环发动机的零速起飞和自加速能力。
[0003]目前，国外已有美国的GTX飞行试验项目验证全弹道性能,如文献《AffordableFlight Demonstration of the GTX Air-Breathing SSTO Vehicle Concept》 (NASA/TM一2003-212315)；日本的 CAMUI 亚音速飞行试验，如文献《Development of RegressionFormulas for CAMUI Type Hybrid Rockets as Functions of Local 0/F》 (AIAAPaper2010-7117)。GTX试验项目中在飞行器外绑定均匀分布的三个固体助推器，把飞行器加速到2.4马赫，然后RBCC发动机开始从亚燃冲压模态工作，无法验证其零速起飞与自动加速能力，且系统庞大复杂，试验周期长，经费投入大；CAMUI亚音速飞行试验，鉴于该方案采用了 CAMU1-90P发动机，推力为900N，而引射管道附加质量的增加造成最大飞行高度仅为500m，最大飞行马赫数仅为0.3，无法验证RBCC发动机在跨音速、低超音速飞行条件引射性能。
【发明内容】
[0004]为了验证火箭基组合循环发动机的零速起飞和自加速能力，达到真实飞行条件下其引射模态性能进行验证的目的，本发明提出一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机。目的是利用火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，研究在主火箭流量实现二次调节的情况下，火箭基组合循环发动机的引射模态性能随飞行高度和马赫数的变化规律，找出不同Ma时影响发动机性能提升的关键因素，验证数值模拟的正确性，从而为发动机流道设计提供依据。
[0005]本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括主火箭燃烧室、进气道、二次燃烧室、加强支撑耳、壳体、点火器、装药、绝热层、喷管、喷管热防护层、进气道法兰、喷管法兰、二次燃烧室法兰，主火箭燃烧室位于二次燃烧室的前部，两个进气道分别位于主火箭燃烧室的上下两侧，且对称安装；进气道入口端部通过加强支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次燃烧室连接；进气道法兰和二次燃烧室法兰通过螺栓连接，喷管法兰位于进气道法兰上中间部位，并将进气道法兰和二次燃烧室法兰分成上下两部分；
[0006]所述主火箭燃烧室为薄壁筒体，前端部为椭球形封头，封头中心部位有螺孔，点火器一端设有螺纹，点火器与前端部封头通过螺纹连接，主火箭燃烧室内采用贴壁浇注的七角星形和内圆孔组合装药，喷管与壳体通过螺栓连接并加装密封圈，在喷管的扩张段采用流道由圆转方的渐进变化；主火箭燃烧室和二次燃烧室匹配连接，二次燃烧室为长方扩张等直构型，扩张角为3.03°。
[0007]所述进气道为S形结构，采用壁厚为2mm板材焊接成型，四条焊缝处分别加装支撑条。
[0008]所述主火箭燃烧室绝热层采用三元乙丙材料，与装药星形段周向的绝热层厚度为5mm,与装药内圆孔段周向的绝热层厚度为3mm。
[0009]所述壳体材料选择D406A,厚度为5mm。
[0010]所述喷管热防护层材料为高硅氧酚醛树脂。
[0011]有益效果
[0012]本发明提出的一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，主火箭燃烧室采用贴壁浇注的七角星形和内圆孔组合装药，点火后装药燃烧前2s燃气流量可达到6kg/s，后IOs流量为2.5kg/s。通过改变装药燃面达到调节主火箭燃气流量的目的。初始时刻燃气流量较大，推力较大，满足发射要求，发射后燃气流量减小，保证发动机具有高比冲性能。点火燃烧后主火箭燃气流量保持不变，且二次燃烧室选用扩张等直的定几何构型，可达到验证火箭基组合循环发动机引射模态性能随飞行马赫数和高度的变化规律，为流道设计提供依据。
[0013]本发明结构简单，维护方便，还可拓展研究燃气组分对发动机性能和弹道爬升的影响。
【专利附图】
【附图说明】
[0014]下面结合附图和实施方式对本发明一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机作进一步详细说明。
[0015]图1为本发明火箭基组合循环引射模态性能实验发动机布局示意图。
[0016]图2为主火箭燃烧室结构剖视图。
[0017]图3a、图3b为进气道法兰、喷管法兰、二次燃烧室法兰结构示意图。
[0018]图中:
[0019]1.主火箭燃烧室2.进气道3.二次燃烧室4.加强支撑耳5.壳体6.点火器7.装药8.绝热层9.喷管10.喷管热防护层11.进气道法兰12.喷管法兰13.二次燃烧室法兰
14.螺孔15.螺钉
【具体实施方式】
[0020]本实施例是一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机。
[0021]主火箭燃烧室采用贴壁浇注的七角星形和内圆孔的组合装药形式，通过改变装药燃面达到调节主火箭燃气流量的目的，初始时刻燃气流量较大，推力较大，发射后燃气流量减小，保证发动机具有高比冲性能。装药点火燃烧后主火箭燃气流量基本保持不变，而且二次燃烧室为扩张等直的定几何构型，可达到验证火箭基组合循环发动机引射模态性能随飞行马赫数和高度的变化规律的目的。
[0022]参阅图1、图2、图3a、图3b，本发明火箭基组合循环引射模态性能实验发动机由主火箭燃烧室1、进气道2、二次燃烧室3、加强支撑耳4、以及进气道法兰11、喷管法兰12、二次燃烧室法兰13组成。主火箭燃烧室I固定在二次燃烧室3的前部，两个进气道2分别安装在主火箭燃烧室I的上下两侧；进气道2入口端部通过加强支撑耳4固定在主火箭燃烧室I后部，进气道2后端通过进气道法兰11与二次燃烧室法兰13和二次燃烧室2连接；在主火箭燃烧室I出口的高速气流剪切作用，以及外界与主火箭燃烧室I出口高速低压区的压差作用下通过进气道2引射进的空气，在二次燃烧室3中与主火箭燃烧室I出口富燃燃气掺混燃烧，在发动机产生推力的基础上增加推力，提高发动机比冲达到推力增强效果。进气道2为S形结构，唇口高度为40mm，宽度为120mm，封口马赫数1.4，保证引射进来的空气以高的总压恢复系数压缩。进气道2采用壁厚为2mm的板材切割后焊接成型，长度为300mm，纵向偏距112_，四条焊缝处分别加装支撑条。S形进气道2通过进气道法兰11与二次燃烧室3连接，加强支撑耳4与主火箭燃烧室I固定连接，使整个进气道2相当于一个悬臂梁，实现固定加强作用。二次燃烧室3为扩张等直构型，长为0.Sm，扩张段长度为0.7m，扩张角为3.03。，入口尺寸为宽X高为120*150mm2，出口尺寸为194*150mm2。
[0023]主火箭燃烧室I包括壳体5、点火器6、装药7、绝热层8、喷管9和喷管热防护层
10。主火箭燃烧室I为薄壁筒体，前端部为椭球封头结构，封头中心部位有螺孔，点火器6一端设有螺纹，点火器6与前端部封头通过螺纹连接；点火药选用黑火药，药量为110g。主火箭燃烧室I内采用贴壁浇注的七角星形和内圆孔组合装药，点火后装药燃烧前2s燃气流量可达到6kg/s，后IOs流量为2.5kg/s。喷管9与壳体5通过螺栓连接并加装密封圈，喷管喉衬防护材料为碳/碳复合材料；主火箭燃烧室I和二次燃烧室2匹配连接，在喷管的扩张段采用流道由圆转方的渐进变化。
[0024]壳体5材料为D406A,厚度为5mm。
[0025]主火箭燃烧室I绝热层采用三元乙丙材料，与装药7星形段周向的绝热层8厚度为5mm,与装药7内圆孔段周向的绝热层8厚度为3mm。
[0026]喷管热防护层10材料为高硅氧酚醛树脂，其中包括收敛段绝热层、扩张段绝热层和喉衬段背壁绝热层。
[0027]如图3a、图3b所示，为本发明的进气道法兰11、喷管法兰12、二次燃烧室法兰13结构示意图。进气道法兰11、二次燃烧室法兰13为方框形结构，四条边框上均设置有对称的螺孔，喷管法兰12的两端部边框上设置有对称的螺孔14，且与进气道法兰11和二次燃烧室法兰边框螺孔配合；进气道法兰11和二次燃烧室法兰13通过螺栓连接，喷管法兰12固定在进气道法兰上中间部位通过螺钉连接，并将进气道法兰11和二次燃烧室法兰13分成上下两部分；进气道法兰11与二次燃烧室法兰13和喷管法兰12之间均加装密封垫圈。
[0028]参见表1，通过CFD计算得到典型工况下发动机性能，马赫数越高，引射比及发动机比冲更高。
[0029]表I
[0030]
【权利要求】
1.一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，其特征在于:包括主火箭燃烧室、进气道、二次燃烧室、加强支撑耳、壳体、点火器、装药、绝热层、喷管、喷管热防护层、进气道法兰、喷管法兰、二次燃烧室法兰，主火箭燃烧室位于二次燃烧室的前部，两个进气道分别位于主火箭燃烧室的上下两侧，且对称安装；进气道入口端部通过加强支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次燃烧室连接；进气道法兰和二次燃烧室法兰通过螺栓连接，喷管法兰位于进气道法兰上中间部位，并将进气道法兰和二次燃烧室法兰分成上下两部分；所述主火箭燃烧室为薄壁筒体，前端部为椭球形封头，封头中心部位有螺孔，点火器一端设有螺纹，点火器与前端部封头通过螺纹连接，主火箭燃烧室内采用贴壁浇注的七角星形和内圆孔组合装药，喷管与壳体通过螺栓连接并加装密封圈，在喷管的扩张段采用流道由圆转方的渐进变化；主火箭燃烧室和二次燃烧室匹配连接，二次燃烧室为长方扩张等直构型，扩张角为3.03°。
2.根据权利要求1所述的火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，其特征在于:所述进气道为S形结构，采用壁厚为2mm板材焊接成型，四条焊缝处分别加装支撑条。
3.根据权利要求1所述的火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，其特征在于:所述主火箭燃烧室绝热层采用三元乙丙材料，与装药星形段周向的绝热层厚度为5mm，与装药内圆孔段周向的绝热层厚度为3mm。
4.根据权利要求1所述的火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，其特征在于:所述壳体材料选择D406A，厚度为5mm。
5.根据权利要求1所述的火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，其特征在于:所述喷管热防护层材料为高硅氧酚醛树脂。
【文档编号】F02K9/96GK103758663SQ201410025064
【公开日】2014年4月30日 申请日期:2014年1月20日 优先权日:2014年1月20日
【发明者】武乐乐, 何国强, 吕翔, 秦飞, 魏祥庚, 邹祥瑞 申请人:西北工业大学