一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道的制作方法

本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体涉及一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道。

背景技术：

相比于现有动力系统只需要在较窄区间工作，火箭冲压组合(rbcc)推进大空域、宽速域飞行的特点，给火箭冲压组合动力的全流道设计带来了极大的挑战。固定结构的rbcc燃烧室构型设计的关键是适应宽马赫数的来流条件变化，并且保持燃烧室流道面积与燃烧释热量相匹配，以完成不同模态下的稳定高效工作。燃烧室性能主要取决于燃烧室气流获得的加热量，在引射模态，为了保证火箭射流的抽吸作用以及削弱二次燃烧对引射空气量的影响，需要较大的燃烧室流通面积；在亚燃模态，由于隔离段压比的限制，为了保证流道的正常工作，燃烧室需要适当降低燃料喷注当量比以减少总放热量，增大燃烧室面积扩张比可以增大允许的加热量，但此时对于增大流通面积的需求则远小于引射模态；在超燃模态，由于燃料燃烧向气流中的加热量减小，需要较小的燃烧室扩张比以满足对气流的减速作用，从而保证燃料在较高来流速度下的燃烧效果。

变结构流道是实现rbcc不同模态来流需求的必要手段，通过变结构能有效改善流道在非设计点下的性能、减小阻力，从而实现rbcc全流道一体化工作性能的提升。相比于采用热力喉道的rbcc发动机，变结构尾喷管则可以进一步提升引射和亚燃模态的性能。

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，提供多模态可共用流道，流道扩展性高、变结构形式简单的宽范围工作的火箭冲压组合全流道。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道，包括由前到后依次相连接的进气道内压缩段、燃烧室和尾喷管，燃烧室由前到后包括超燃燃烧室段和亚燃燃烧室段，超燃燃烧室段内在其纵向分割为三个独立的流道，流道均与亚燃燃烧室相联通；流道的前端为进气端，对应形成三个独立的进气口；三个独立的流道由间隔设置于超燃燃烧室段内的两个中心支板与超燃燃烧室段的两侧壁围成；中心支板的后端开设有多个与腔体相连通的引射火箭喷管安装孔；中心支板的内部为中空的腔体，腔体用于与燃料储箱相联通，中心支板的两侧面上由前到后间隔开设有多个与腔体相连通的燃料喷口。

在引射模态下，来流马赫数为0～2时，三个流道均畅通，同时，两个中心支板相对侧的燃料喷口朝向中间流道喷射燃料，使燃料与中间流道的来流相混合，并在亚燃燃烧室段内燃烧；

在亚燃模态下，来流马赫数为2～4时，三个流道均畅通，同时，两个中心支板的两侧面的燃料喷口均朝向对应的流道喷射燃料，燃料和来流在超燃燃烧室段燃烧；

在超燃模态下，来流马赫数为5～7时，两侧流道关闭，中间流道畅通，两个中心支板的相对侧的燃料喷口朝向中间流道喷射燃料，并在超燃燃烧室段混合燃烧。

进一步地，该中心支板上还设置有点火装置。

进一步地，还包括设置在尾喷管内的摆锥，摆锥为前尖后大的楔形，且楔形的前端尖部安装在燃烧室后端上部，摆锥以其前端尖部为固定转轴，向远离或朝向尾喷管内部上下转动。

进一步地，该中心支板由前到后，在水平面上的投影为梯形。

进一步地，该进气道内压缩段内左右两侧均各自设置有一个进气道内支板，进气道内支板在进气道内压缩段移动，以开通或者封闭对应侧的进气口。

进一步地，该进气道内压缩段的侧壁上设置有滑动装置，进气道内支板在滑动装置上上下移动，以实现对进气口的开通或者封闭。

本发明一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道具有如下优点：1.流道采用并行方式，各模态之间可共用流道，采用多流道的方式使得燃料在流道宽度方向同时组织燃烧，缩短了燃烧区间。2.中心支板集成点火、燃料喷射，尾部安装引射火箭，可缩短燃料掺混距离，提高燃料与空气的掺混效果。中心支板提升燃料穿透深度30％。3.流道可扩展性高，通过增加流道数量即可满足多模块并联，通过控制开关流道数量，来实现流道面积与来流流量的匹配。4.配合使用摆锥，尾喷管几何喉部面积可调，提升了燃烧性能。

附图说明

图1为一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道的结构示意图；

图2为一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道中的设置有中心支板的燃烧室的后视图；

其中：a.进气道内压缩段；b.燃烧室；c.尾喷管；1.超燃燃烧室段；2.亚燃燃烧室段；3.流道；4.中心支板；5.燃料喷口；6.引射火箭喷管安装孔；7.摆锥；8.进气口；9.进气道内支板。

具体实施方式

本发明一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道，如图1和图2所示，包括由前到后依次相连接的进气道内压缩段a、燃烧室b和尾喷管c，燃烧室a由前到后包括超燃燃烧室段1和亚燃燃烧室段2，超燃燃烧室段1内在其纵向分割为三个独立的流道3，流道3均与亚燃燃烧室2相联通；流道3的前端为进气端，对应形成三个独立的进气口8；三个独立的流道3由间隔设置于超燃燃烧室段1内的两个中心支板4与超燃燃烧室段1的两侧壁围成；中心支板4的后端开设有多个与腔体相连通的引射火箭喷管安装孔6；中心支板4的内部为中空的腔体，腔体用于与燃料储箱相联通，中心支板4的两侧面上由前到后间隔开设有多个与腔体相连通的燃料喷口5。中心支板4上还设置有点火装置。

在引射模态下，来流马赫数为0～2时，三个流道3均畅通，同时，两个中心支板4相对侧的燃料喷口5朝向中间流道2喷射燃料，使燃料与中间流道3的来流相混合，并在亚燃燃烧室段2内燃烧。

在亚燃模态下，来流马赫数为2～4时，三个流道3均畅通，同时，两个中心支板4的两侧面的燃料喷口5均朝向对应的流道3喷射燃料，燃料和来流在超燃燃烧室段1燃烧。

在超燃模态下，来流马赫数为5～7时，两侧流道3关闭，中间流道3畅通，两个中心支板4的相对侧的燃料喷口5朝向中间流道3喷射燃料，并在超燃燃烧室段1混合燃烧。

为使尾喷管几何喉部面积可调，本发明中还包括设置在尾喷管c内的摆锥7，摆锥7为前尖后大的楔形，且楔形的前端尖部安装在燃烧室b后端上部，摆锥7以其前端尖部为固定转轴，向远离或朝向尾喷管c内部上下转动。中心支板4由前到后，在水平面上的投影为梯形。进气道内压缩段a内左右两侧均各自设置有一个进气道内支板9，进气道内支板9在所述进气道内压缩段a移动，以开通或者封闭对应侧的进气口。该进气道内压缩段a的侧壁上设置有滑动装置，进气道内支板9在滑动装置上上下移动，以实现对进气口8的开通或者封闭。

本发明中一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道，在引射模态下，来流马赫数为0～2时，三个流道3同时打开，两个中心支板4的相对侧喷注燃料，以射流屏蔽喷射spi模式在亚燃燃烧室段2内燃烧。在亚燃模态下，来流马赫数为2～4时，三个流道3均畅通，同时，两个中心支板4的两侧面的燃料喷口5均朝向对应的流道3喷射燃料，燃料和来流在超燃燃烧室段1燃烧；同时，摆锥7朝向尾喷管c内部转动，形成具有较小喉部面积的几何喷管。在超燃模态下，来流马赫数为5～7时，两侧流道3关闭，中间流道3畅通，两个中心支板4的相对侧的燃料喷口5朝向中间流道3喷射燃料，并在超燃燃烧室段1混合燃烧；同时，摆锥7远离尾喷管c内部转动。

本发明的设计思路是在超燃燃烧室段1内设置多流道，可根据超燃燃烧室段1的宽度选择设置中心支板4的个数，超燃燃烧室段1宽度越宽，可设置的流道3的数量越多。并不局限于本发明中所设置的三个流道3。