一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及火箭冲压发动机技术领域，具体地说，涉及一种火箭基组合循环发动 机进气道隔离段结构设计。
【背景技术】
[0002] 火箭基组合循环（Rocket-Based-Combined-Cycle, RBCC)发动机具有可重复使 用、低成本以及较高的可靠性等潜在优势，被视为最有可能应用于未来天地往返运输系统 的推进系统之一。以火箭基组合循环发动机为推进系统的飞行器可以实现从地面零速起 飞，在飞行过程中不断加速直至达到巡航状态，工作马赫域包含亚音速阶段、跨音速阶段、 超音速阶段、高超音速阶段；在空间上，火箭基组合循环发动机具备从海平面直至大气层 外持续工作的能力。根据飞行器的工作高度和马赫数，火箭基组合循环发动机依次经历以 下四种模态，分别为引射模态，亚燃冲压模态，超燃冲压模态，纯火箭模态。但随着这种火 箭基组合循环发动机的研究工作不断深入，发现进气道工作性能的好坏对发动机的整体性 能具有至关重要的影响。因此，火箭基组合循环发动机要求相应进气道在宽速域，广空域 的工作范围内能稳定、高效的工作，即要求进气道在较低的飞行马赫数下起动能力；要求进 气道在宽范围内的具有较高流量系数；要求进气道在宽范围内具有良好的总压恢复能力和 抗反压能力。此外，火箭基组合循环发动机进气道还应具有较小的阻力系数，并能满足飞 行器高度一体化的设计要求。但是，在现有火箭基组合循环发动机进气道设计方法中，由 于隔离段内置火箭支板，阻碍来流通过并容易导致壅塞，加剧了进气道在高效压缩与低速 起动之间的矛盾。为实现进气道在宽速域、广空域内均能正常、良好的工作，国内外学者均 提出了不同的变几何方案以改善进气道在引射模态、亚燃模态下的工作性能。美国的研究 人员在文南犬《Design and Experimental Evaluation of a Mach 2-Mach 8 Inlet》（AIAA 2001-1890, 2001)中提出的X-43A飞行器采用了转动唇口式变几何进气道；而法国的科研 人员在公开的文南犬〈〈Experimental Investigation of Starting Process for a variable Geometry Air Inlet Operating from Mach 2 to Mach 8》（AIAA 2006-4513, 2006)中 也提出了进气道唇板水平移动和绕轴转动的变几何方案；日本的科研人员则在公开的文 献《DESIGN STUDY ON HYPERSONIC ENGINE COMPONENTS FOR TBCC SPACE PLANES》（AIAA 2003-7006, 2003)中提出了通过调节压缩面角度以改善收缩比。
[0003] 以调节进气道唇口或者压缩面、实现宽范围工作的变结构进气道方案，虽然能拓 宽进气道的工作范围、改善进气道在引射模态、亚燃模态下的工作性能，但是需要以复杂的 机械结构为支撑，同时会带来密封性、易实现性、附加结构质量的一系列问题，方案的可实 现性较差。
【发明内容】
[0004] 为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种火箭基组合循环发动机进气道隔 离段结构设计；在发动机总体给定燃烧室入口截面尺寸，不增加复杂变结构装置的前提下， 降低进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能 参数，同时保证进气道在超燃模态具有良好的性能。
[0005] 本发明的思路在于：在匹配相同入口截面积的燃烧室时，通过本发明提出的尺寸 约束，将进气道喉道段截面积增加至等同于燃烧室入口截面积，在进气道火箭支板段实现 有效流通域等截面积流通，并将进气道火箭支板段后的等直段改型为收缩段，以匹配燃烧 室入口截面；可确保进气道隔离段最小截面积位于喉道段内。
[0006] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是：包括等直喉道段、单侧扩张火箭支 板段、单侧收缩段的进气道隔离段，其中，进气道隔离段宽度为D，燃烧室入口高度为H ;等 直喉道段高度Η。= H，长度L。= H ;火箭支板高度H H，宽度为D 1;支板半楔角为Θ，长度 L1= D i/^tan Θ ;火箭支板段单侧扩张角为：
[0008] 支板与单侧扩张段相连接，形成半贯穿的火箭支板；收缩段长度为L2= H，收缩 角为β Iarctan(D1Zl));进气道喉道段最小流通域截面积为H*D，火箭支板段受到单侧扩 张-火箭支板收缩的双重作用，实现有效流通域等截面积，最小流通域截面积为H*D，收缩 段则由火箭支板出口截面收缩至燃烧室入口截面，最小流通域截面积为H*D。
[0009] 通过以上结构设计，可达到在匹配相同构型燃烧室、确保进气道隔离段最小截面 积位于喉道段的前提下，提高进气道隔离段的流通能力。
[0010] 有益效果
[0011] 本发明提出的火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，在发动机总体给定 燃烧室入口截面尺寸的情况下，根据进气道隔离段有效流通域截面变化规律提出的结构设 计，在不增加复杂变结构机械装置的前提下，降低进气道的起动马赫数，提高了进气道在引 射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数，并保证了进气道在超燃模态性能不受损 失。
[0012] 本发明火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计拓展性强，可根据不同燃烧 室入口截面尺寸对进气道隔离段结构进行设计，在进气道隔离段最小截面位于喉道段内的 前提下，增加隔离段有效流通域截面积，有效地拓宽了进气道的工作范围。在给定燃烧室入 口高度H和火箭支板高度H 1 = H。，宽度为D1的前提下，只要满足本发明提出的几何关系式， 即可获得在引射模态、亚燃模态具有更好起动性能和其它工作性能的进气道隔离段结构设 计方案，有利于提高发动机的整体性能。
【附图说明】
[0013] 下面结合附图和实施方式对本发明一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结 构设计作进一步详细说明。
[0014] 图1为火箭基组合循环发动机进气道结构示意图；
[0015] 图2为火箭基组合循环发动机进气道隔离段俯视图；
[0016] 图3为火箭基组合循环发动机进气道隔离段中心对称面剖视图。
【具体实施方式】
[0017] 本实施例是一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计。
[0018] 参阅图1~图3,本实施例火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，在进气 道隔离段最小截面位于喉道段内的约束下，通过改进隔离段有效流通域截面积变化规律， 获得有效拓宽进气道工作范围的隔离段设计方案。来流方向如图中为U所示方向，远方来 流经过前体预压缩段、内压缩段的压缩后流入隔离段内，并在隔离段内依次流经喉道段、火 箭支板段与收缩段。其中，喉道段为等直段，由内压缩段出口过渡至火箭支板段入口；火箭 支板段受到单侧扩张-火箭支板收缩的双重作用，实现有效流通域等截面积；收缩段具有 β度的收缩角，由火箭支板出口截面过渡至燃烧室入口截面。
[0019] 本实施例中，为保证进气道隔离段最小截面位于喉道段内，需满足一定几何尺寸 的约束；其中，根据总体和燃烧室设计方案确定进气道隔离段宽度为D，燃烧室入口高度为 Η；
[0020] 等直喉道段高度Η。= Η，长度L。= H ;
[0021 ] 火箭支板高度H1 = Η，宽度为D i;
[0022] 支板半楔角为Θ，长度L1= D Wtan Θ ;
[0023] 火箭支板段单侧扩张角为：
[0025] 支板与单侧扩张段相连接，形成半贯穿的火箭支板；收缩段长度为L2= H，收缩角 为 β = arc tan (D1/!)) 〇
[0026] 通过以上设计表明，进气道喉道段最小流通域截面积为H*D，火箭支板段受到单侧 扩张-火箭支板收缩的双重作用，实现有效流通域等截面积，其最小流通域截面积为H*D， 而收缩段则由火箭支板出口截面收缩至燃烧室入口截面，其最小流通域截面积仍为H*D。因 此，本实施例火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，可在匹配相同构型燃烧室、确 保进气道隔离段最小截面积位于喉道段的前提下，增减进气道隔离段内的有效流通域截面 积。
[0027] 为进一步验证本实施例对引射模态、亚燃模态下进气道工作性能的改善作用，通 过数值模拟的方法进行验证。
[0028] 表1 Ma3工况下不同隔离段构型对进气道性能的影响
[0030] 从表1中可看出，采用优化隔离段的进气道构型在压缩性，即在出口马赫数和压 升比、温升比方面，流量系数方面有较大优势，其中，压升比提高162. 3 %，流量系数提高 78. 1%;而总压恢复系数仅略有降低、阻力系数略有上升。同时，进气道的自起动马赫数由 马赫2.4降低至马赫2. 1，有效地拓宽了火箭基组合循环发动机进气道的工作范围。说明优 化隔离段结构设计方案，能在改善进气道起动性能的前体下有效地改善引射模态、亚燃模 态下的工作性能，同时不会引起进气道在超燃模态下性能损失。
【主权项】
1. 一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，其特征在于：包括等直喉道 段、单侧扩张火箭支板段、单侧收缩段的进气道隔离段，其中，进气道隔离段宽度为D，燃烧 室入口高度为H;等直喉道段高度!1。=H，长度1^。=H;火箭支板高度H1=H，宽度为D1;支 板半楔角为Θ，长度1^=0 7218110 ;火箭支板段单侧扩张角为： δ=arctan{[H_H* (1-Di/D) ]/Lj=arctan[2tanΘ* (H/D)] 支板与单侧扩张段相连接，形成半贯穿的火箭支板；收缩段长度为L2=H，收缩角为β =arctan(Di/D);进气道喉道段最小流通域截面积为H*D，火箭支板段受到单侧扩张-火箭 支板收缩的双重作用，实现有效流通域等截面积，最小流通域截面积为H*D，收缩段则由火 箭支板出口截面收缩至燃烧室入口截面，最小流通域截面积为H*D。
【专利摘要】本发明公开了一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，在进气道隔离段最小截面位于喉道段内的约束下，通过改进隔离段有效流通域截面积，将进气道喉道段截面积增加至等同于燃烧室入口截面积，在进气道火箭支板段实现有效流通域等截面积流通，并将进气道火箭支板段后的等直段改型为收缩段，以匹配燃烧室入口截面；确保进气道隔离段最小截面积位于喉道段内；进气道隔离段降低了进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数。火箭基组合循环发动机进气道隔离段设计拓展性强，根据不同燃烧室入口截面尺寸对进气道隔离段进行设计，可有效地拓宽进气道的工作范围，有利于提高发动机的整体性能。
【IPC分类】F02K7/18, F02C7/042
【公开号】CN105351100
【申请号】CN201510716986
【发明人】石磊, 秦飞, 刘佩进, 张正泽, 魏祥庚, 何国强
【申请人】西北工业大学
【公开日】2016年2月24日
【申请日】2015年10月29日