一种火箭基组合循环发动机变结构进气道的制作方法

本发明属于火箭基组合循环发动机
技术领域：
，具体涉及一种火箭基组合循环发动机变结构进气道。
背景技术：
：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rbcc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、超音速阶段及高超音速阶段；在空间上，rbcc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，rbcc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，rbcc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和抗反压能力。此外，rbcc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rbcc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。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，提供一种改善进气道起动性能的前提下，有效地改善引射、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的火箭基组合循环发动机变结构进气道。为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种火箭基组合循环发动机变结构进气道，包括变结构进气道内压缩段，该进气道内压缩段底板由前到后包括通过第二转动装置相连接的内收缩段底板和喉道段底板；进气道内压缩段前端连通有进气道前体段，该进气道前体段的底板为进气道前体底板，进气道前体底板的后端与收缩段底板的前端通过第一转动装置相连接；在自由射流马赫数升高时，内收缩段底板以第一转动装置为转动轴，朝向进气道内压缩段腔体内转动；同时，喉道段底板以第二转动装置为转动轴，向远离进气道内压缩段腔体的方向转动。进一步地，还包括水平设置的唇罩板，唇罩板与进气道内收缩段底板及喉道段底板间形成了内压缩段的进气道；设定进气道唇口位置为基准点，当自由射流马赫数偏离设计点时，唇罩板以进气道唇口位置为基准点，向朝向来流方向或远离来流方向水平滑动。进一步地，该唇罩板以进气道唇口位置为基准点，向朝向来流方向或远离来流方向滑动的距离如下：表1不同工况下进气道唇口位置；其中，基准点位置取为无调节时进气道唇口位置，“-”表示唇口沿来流方向移动后与基准点位置的距离，“+”为唇口沿来流反方向移动后与基准点位置的距离；hthroat为喉道高度。进一步地，唇罩板通过滑动装置与机体相连接；滑动装置包括设置在机体上、且与进气道的走向相一致的滑轨，滑动装置还包括开设在唇罩板上、且与其走向相一致的凹槽，凹槽用于与滑轨相配装。进一步地，还包括唇罩板动力机构，唇罩板动力机构包括设置于机体上的第一液压缸，第一液压缸通过活塞杆与唇罩板的后端相连接。进一步地，该第一转动装置和第二转动装置均为转轴。本发明火箭基组合循环发动机变结构进气道具有如下优点：1.可以达到在匹配相同构型燃烧室的前提下，改善进气道在非设计点的工作性能、拓宽进气道的有效工作范围，有助于提高发动机在全模态下的性能。2.布局拓展性强，可根据不同进气道型面进行变结构方案设计。在给定进气道喉道高度hthroat的前提下，只要根据本发明提出的喉道高度和唇口位置调节规律进行变结构方案设计，即可获得在引射模态、亚燃模态具有更好起动性能和其他工作性能的进气道变结构方案，有利于提高发动机的整体性能。附图说明图1为火箭基组合循环发动机进气道中心对称面剖视图；图2为火箭基组合循环发动机变结构进气道喉道调节示意图；图3为火箭基组合循环发动机变结构进气道唇口调节示意图；其中：1.内收缩段底板；2.喉道段底板；3.唇罩板；4.进气道前体底板；a.进气道内压缩段；b.进气道前体段；c.进气道隔离段；a.第一转动装置；b第二转动装置。具体实施方式本发明一种火箭基组合循环发动机变结构进气道，如图1、图2和图3所示，包括变结构进气道内压缩段a，该进气道内压缩段a底板由前到后包括通过第二转动装置b相连接的内收缩段底板1和喉道段底板2；进气道内压缩段a前端连通有进气道前体段b，该进气道前体段b的底板为进气道前体底板4，进气道前体底板4的后端与收缩段底板1的前端通过第一转动装置a相连接；进气道内压缩段a的后端连通有进气道隔离段c。在自由射流马赫数升高时，内收缩段底板1以第一转动装置a为转动轴，朝向进气道内压缩段腔体内转动；同时，喉道段底板2以第二转动装置b为转动轴，向远离进气道内压缩段腔体的方向转动。还包括水平设置的唇罩板3，唇罩板3与进气道内收缩段底板1及喉道段底板2间形成了内压缩段的进气道；设定进气道唇口位置为基准点，当自由射流马赫数偏离设计点时，唇罩板3以进气道唇口位置为基准点，向朝向来流方向或远离来流方向水平滑动。该唇罩板3以进气道唇口位置为基准点，向朝向来流方向或远离来流方向滑动的距离如表1所示：表1不同工况下进气道唇口位置工况唇口位置m0～1.5-2.50hthroatm2.0-0.43hthroatm3.00.71hthroatm4.03.57hthroatm5.01.29hthroatm6.00hthroat其中，基准点位置取为无调节时进气道唇口位置，“-”表示唇口沿来流方向移动后与基准点位置的距离，“+”为唇口沿来流反方向移动后与基准点位置的距离；hthroat喉道高度。根据热力循环分析可知，在不同自由流马赫数下，存在最佳循环静温比，以保证发动机总效率最高。通过调节喉道高度以改变进气道对自由流的压缩程度，在不同马赫数下获得较优循环静温比，使发动机处于较优的工作状态。同时，通过进气道唇口平动，可以实现实际捕获面积的调节，有助于提高进气道5起动性能和其他性能参数。本发明中引射、亚燃模态，即ma＝0～5为进气道的非设计工况，故进气道需要通过调节获得较优性能。而在超燃模态，即ma＝6～8下为设计工况，进气道不需要调节。如表2所示，给出了在不同自由流马赫数下进气道的喉道高度：表2不同工况下进气道喉道高度上述唇罩板3通过滑动装置与机体相连接；滑动装置包括设置在机体上、且与进气道的走向相一致的滑轨，滑动装置还包括开设在唇罩板3上、且与其走向相一致的凹槽，凹槽用于与滑轨相配装。还包括唇罩板动力机构，唇罩板动力机构包括设置于机体上的第一液压缸，第一液压缸通过活塞杆与唇罩板3的后端相连接。第一转动装置a和第二转动装置b均为转轴。本发明的火箭基组合循环发动机变结构进气道，在发动机总体给定进气道型面约束的情况下，根据热力循环理论所提出的变结构方案，通过调节喉道高度和唇口位置，获得了可有效拓宽进气道工作范围的变结构进气道方案。在满足可实现性的前提下，降低了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他性能参数，并保证了进气道在超燃模态性能不受损失。进气道隔离段布局拓展性强，可根据不同进气道型面进行变结构方案设计。本发明中，进气道起动的本质就是当来流达到起动马赫数时，捕获空气量能够完全通过喉道而不会引起壅塞，喉道过窄或实际捕获面积过大都会引起进气道的不起动。特别是对于内嵌有火箭支板的rbcc发动机进气道，更容易引起喉道壅塞并导致进气道的不起动。根据热力循环分析可知，在不同自由流马赫数下，存在最佳循环静温比，以保证发动机总效率最高。通过调节喉道高度以改变进气道对自由流的压缩程度，在不同马赫数下获得较优循环静温比，使发动机处于较优的工作状态。同时，通过进气道唇口平动，可以实现实际捕获面积的调节，有助于提高进气道起动性能和其他性能参数。为进一步验证本发明对全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。如表3所示：表3m4工况下变吸除控制方案对进气道性能的影响从表3中可以看出，采用变结构方案的进气道在压缩性表现在出口马赫数和压升比、温升比方面、流量系数方面有巨大优势，其中压升比提高149.2％，流量系数提高38.2％，总压恢复系数提高12.3％；同时能将进气道的自起动马赫数从2.4马赫降低到1.6马赫。这说明变结构进气道方案能在改善进气道起动性能的前体下有效地改善引射、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。当前第1页12