[发明专利]一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计

说明书

技术领域

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

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献《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献《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。

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

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。

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。

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H₀＝H，长度L₀＝H；火箭支板高度H₁＝H，宽度为D₁；支板半楔角为θ，长度L₁＝D₁/2tanθ；火箭支板段单侧扩张角为:

δ＝arctan{[H-H*(1-D₁/D)]/L₁}＝arctan[2tanθ*(H/D)]