一种采用多级火箭的轴对称结构RBCC全流道的制作方法

本发明属于火箭发动机技术领域，具体涉及一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道。

背景技术

火箭冲压组合(rbcc)发动机为了实现宽马赫数范围工作，通常采用喉道面积可调的变结构进气道和膨胀面积可调的变结构尾喷管。对于二元结构的变结构进气道，喉道面积调节会导致燃烧室入口部分随进气道喉道调节或者形成台阶结构，对于发动机性能以及密封的实现是不利的；对于变结构尾喷管，由于与之匹配的飞行器后体无法调节或者调节代价较大，因此尾喷管的膨胀面积调节实际只能实现部分调节。综上所述，二元结构的rbcc发动机实现宽马赫数范围工作需要付出额外的代价。

rbcc发动机通常只采用单级火箭，发动机在引射模态工作时，单级火箭羽流与空气接触面积小，对空气做功能力较弱，导致发动机引射抽吸空气能力不足，并且由于引射模态来流总压较低，火箭羽流与空气的能量交换不充分使得流入发动机燃烧室的空气总压受到限制，导致发动机在引射模态不能获得较优的性能。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道，有效减小结构质量和气动阻力，在不同模态下，选择对应的引射火箭，提升火箭的性能。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道，包括壳体，壳体内轴向套设有一中心锥体，所述中心锥体的前端的一段穿出壳体，穿出壳体的部分与壳体的入口之间形成进气段的外压缩段；壳体和中心锥体间形成环形通道，该环形通道由前到后依次形成进气段的内压缩段、隔离段和燃烧室段，所述壳体的后端与尾喷管滑动连接，且尾喷管与环形通道相连通；壳体和中心锥体间滑动连接，在不同的火箭模态下，壳体可相对于中心锥体前后滑动。

进一步地，该中心锥体由前到后包括依次相连接的锥体、第一圆柱筒体和第二圆柱筒体；锥体由前到后包括一体连接的锥形段、等直段、倒圆台段；其中，锥形段位于壳体外，第一圆柱筒体和第二圆柱筒体位于燃烧室段；壳体的形状与位于其内的中心锥体的形状相适应，等直段和倒圆台段与壳体间对应的形成进气段的内压缩段和隔离段。

进一步地，该锥体内的后端、且绕第一圆柱筒体的一周设置有多个一级火箭；第一圆柱筒体内的后端、且绕第二圆柱筒体的一周设置有多个二级火箭；一级火箭和二级火箭的喷管口均与燃烧室段相连通。

进一步地，该第二圆柱筒体的后端轴向设置有三级火箭，三级火箭的喷管口与尾喷管相连通。

进一步地，该壳体和中心锥体间通过三级支板组滑动连接，分别为第一级支板组、第二级支板组和第三级支板组，第一级支板组、第二级支板组和第三级支板组对应设置在锥体、第一圆柱筒体和第二圆柱筒体的外壁一周，且均沿轴向设置；同一支板组中的支板的位置相对应，相邻支板组中的支板的位置交错设置，以及支板与一级火箭和二级火箭的位置相交错；支板组中的支板均与燃料相连通，用于向对应的通道内喷注燃料。

进一步地，该支板组的支板侧壁上均轴向设置有滑轨，壳体内壁的对应位置上沿轴相设置有与滑轨相配合的轨道。

进一步地，该锥体后端的直径大于第一圆柱筒体的直径，第一圆柱筒体的直径大于第二圆柱筒体的直径。

进一步地，该尾喷管为后端外扩的喇叭状，且可外扩或收缩。

上述的一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道的工作方式，其该方式如下：

发动机工作在引射模态时，壳体朝向来流方向滑动，进气道的收缩比为4，一级火箭和二级火箭启动，第三级支板组朝向燃烧室段喷注燃料，与来流混合燃烧，三级火箭启动工作，尾喷管调节为膨胀比1.2；

发动机工作在亚燃模态时，壳体朝向来流方向滑动，进气道的收缩比为5.5，关闭一级火箭和三级火箭，二级火箭正常工作，第一级支板组和第二级支板组喷注燃料燃烧，尾喷管调节为膨胀比为1.8；

发动机工作在超燃模态时，壳体朝向来流方向滑动，气道的收缩比为6.5，一级火箭、二级火箭和三级火箭均关闭，第一级支板组、第二级支板组喷注燃料，与来流空气掺混燃烧，尾喷管调节为膨胀比为2.4。

本发明一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道具有如下优点：

(1)全通道采用轴对称结构，相比二元结构，轴对称进气道和轴对称尾喷管长度较短，保证发动机全通道整体长度较短，可以有效减小结构质量和气动阻力；通过壳体滑动实现进气道喉道面积调节，变结构作动形式及密封相对简单，易于实现；采用轴对称矢量尾喷管，尾喷管膨胀比调节范围大且膨胀效率更高。

(2)多级火箭：通过在通道中布置多级火箭，在引射模态采用多级火箭引射抽吸，增加了火箭羽流与空气的接触面积，可以增加引射空气流量，利用多级火箭提升火箭羽流对空气的做功能力，提升空气的总压，实现引射模态性能提升；利用通道尾部的三级火箭，实现起飞及低速阶段加速及爬升的需求，同时三级火箭可大流量工作，可以辅助形成气动热力壅塞，降低引射模态尾喷管过膨胀程度；通过在不同模态开启不同位置的火箭，实现助燃稳焰的作用。

(3)高效燃烧组织：在引射模态工作时，通过一级火箭和二级火箭引射增强，三级火箭在尾喷管内形成气动边界，辅助气动热力壅塞，可以实现三级支板喷注燃料的高效燃烧；在亚燃模态工作时，通过减小进气道喉道面积实现对来流较好的压缩，二级火箭小流量工作，实现二级支板和三级支板喷注燃料的高效燃烧；在超燃模态工作时，通过进一步减小进气道喉道面积实现对高马赫数来流的压缩，通过一级支板和二级支板喷注燃料实现高效燃烧。

(4)多级火箭的轴对称结构rbcc全通道可以实现宽马赫数ma0～8范围工作。

附图说明

图1是本发明一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道的结构示意图。

图2是本发明一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道的主视图。

图3是本发明中锥体的结构示意图。

其中a.进气道；b.隔离段；c.燃烧室；d.尾喷管；1.中心锥体；2.第一级支板组；3.一级火箭；4.第二级支板组；5.二级火箭；6.第三级支板组；7.三级火箭；8.壳体；9.第一圆柱筒体；10第二圆柱筒体；11.锥体；11-1.锥形段；11-2.等直段；11-3.倒圆台段。

具体实施方式

本发明一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道，如图1和2所示，包括壳体8，壳体8内轴向套设有一中心锥体1，中心锥体1的前端的一段穿出壳体8，穿出壳体8的部分与壳体8的入口之间形成进气段a的外压缩段；壳体8和中心锥体1间形成环形通道，该环形通道由前到后依次形成进气段a的内压缩段、隔离段b和燃烧室段c，壳体8的后端与尾喷管d滑动连接，且尾喷管d与环形通道相连通；壳体8和中心锥体1间滑动连接，在不同的火箭模态下，壳体8可相对于中心锥体1前后滑动。如图3所示，中心锥体1由前到后包括依次相连接的锥体11、第一圆柱筒体9和第二圆柱筒体10；锥体11由前到后包括一体连接的锥形段11-1、等直段11-2、倒圆台段11-3；其中，锥形段11-1位于壳体8外，第一圆柱筒体9和第二圆柱筒体10位于燃烧室段c；壳体8的形状与位于其内的中心锥体1的形状相适应，等直段11-2和倒圆台段11-3与壳体8间对应的形成进气段a的内压缩段和隔离段b。壳体8的形状与位于其内的中心锥体1的形状相适应，以保证进气道a的收缩比大于燃烧室段c的燃烧面积。壳体8的后端有一部分伸入尾喷管d内，可通过在深入部分的上表面开设轨道，同时在尾喷管d与其接触部分设置于轨道相配合的滑轨，以实现壳体8的滑动。

本发明中，设置有多级火箭，具体如下：锥体11内的后端、且绕第一圆柱筒体9的连一周设置有多个一级火箭3；第一圆柱筒体9内的后端、且绕第二圆柱筒体1的一周设置有多个二级火箭5；一级火箭3和二级火箭5的喷管口均与燃烧室段c相连通。第二圆柱筒体10的后端轴向设置有三级火箭7，三级火箭7的喷管口与尾喷管d相连通。为便于实现设置多级火箭，锥体11后端的直径大于第一圆柱筒体9的直径，第一圆柱筒体9的直径大于第二圆柱筒体10的直径。在引射模态采用多级火箭引射抽吸，增加了火箭羽流与空气的接触面积，可以增加引射空气流量，利用多级火箭提升火箭羽流对空气的做功能力，提升空气的总压，实现引射模态性能提升；利用通道尾部的三级火箭，实现起飞及低速阶段加速及爬升的需求，同时三级火箭可大流量工作，可以辅助形成气动热力壅塞，降低引射模态尾喷管过膨胀程度；通过在不同模态开启不同位置的火箭，实现助燃稳焰的作用。该一级火箭3和二级火箭5为引射火箭，三级火箭7为助推火箭。

该壳体8和中心锥体1间通过三级支板组滑动连接，分别为第一级支板组2、第二级支板组4和第三级支板组6，第一级支板组2、第二级支板组4和第三级支板组6对应设置在锥体11、第一圆柱筒体9和第二圆柱筒体10的外壁一周，且均沿轴向设置；同一支板组中的支板均匀排布，相邻支板组中的支板的位置交错设置，以及支板与一级火箭3和二级火箭5的位置相交错；支板组中的支板均与燃料相连通，用于向对应的通道内喷注燃料。支板组的支板侧壁上均轴向设置有滑轨，壳体8内壁的对应位置上沿轴相设置有与滑轨相配合的轨道。多组支板除了起到结构支撑和滑轨的作用，还可以用于不同工作模态中燃料的喷注，支板与多级火箭呈交错布置，避免多级火箭高温热流直接冲刷支板，同时实现火箭羽流燃烧区与支板喷注燃料燃烧区交错，提升燃料燃烧效果。

为与通道相配合，尾喷管d为后端外扩的喇叭状，且可外扩或收缩。该尾喷管d设计为内外两层，均采用耐高温材料，每一层内的耐高温材料均设置为多个长鱼鳞状，内外层的长鱼鳞状的耐火材料位置相交错，每个长鱼鳞片上连接有液压装置，使用液压杆拉动，调节鱼鳞片张开的角度。上述为采用技术中采用的方式。也可以采用其他的方式实现长鱼鳞片的张开角度。现有技术中，已经有这样的实现扩张和收缩的方式。

上述的一种采用多级火箭的轴对称结构rbcc全流道的工作方式如下：

当发动机工作在引射模态时，壳体8朝向来流方向滑动，进气道的收缩比为4，进气道喉道面积处于最大位置，一级火箭3和二级火箭5启动，第三级支板组6朝向燃烧室段c喷注燃料，与来流混合燃烧，三级火箭7启动工作，尾喷管调节为膨胀比1.2；一方面实现低速起飞阶段快速加速的需求，另一方面可以在尾喷管d内形成气动边界，辅助引射阶段热力壅塞，尾喷管d调节为小膨胀比形式；

当发动机工作在亚燃模态时，壳体8朝向来流方向滑动，减少进气道喉道面积，提升对来流的压缩效果，进气道的收缩比为5.5，关闭一级火箭3和三级火箭7，二级火箭5正常工作，实现助燃稳焰的作用，第一级支板组2和第二级支板组4喷注燃料燃烧，尾喷管调节为膨胀比为1.8；

当发动机工作在超燃模态时，壳体8朝向来流方向滑动，气道的收缩比为6.5，进一步减少进气道喉道面积，保证对较高马赫数来流的压缩效果，一级火箭3、二级火箭5和三级火箭7均关闭，第一级支板组2、第二级支板组4喷注燃料，与来流空气掺混燃烧，尾喷管调节为膨胀比为2.4。

另外，空气朝向中心锥体1的前端流动，这就是上述所说的来流，与来流相对的即是来流方向，朝向来流方向，就是与来流相对的方向，本申请中，是壳体8朝前滑动。