[发明专利]一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机

说明书

本发明公开一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机，包括依次相连的隔离段与混合段，隔离段上设有一级进气口，混合段上靠近隔离段的位置设有二级进气口；一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰；混合段上设有调节结构，以用于调节二级进气口的开口幅度。通过二级进气口可以在引射模态下开启所拓展的二级进气口，使被引射的二次流流量得以提升，而且通过调节结构可以调节二级进气口的开口大小，可更好对二次流进气量进行控制；不会挤占中心火箭应有的空间范围，与凹腔的结合可以在低速段减小凹腔带来的总压损失。

技术领域

本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，具体是一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机。

背景技术

引射火箭是RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环)发动机的重要部件，在引射模态下(飞行马赫数小于3时)是发动机推力的主要来源。为了保证能够为飞行器提供充足动力，引射火箭的尺寸较大，可占流道展向总截面积的40％以上，使得隔离段二次流流道较为狭窄，在亚声速工作条件下，由于中心火箭的引射抽吸作用，二次流在狭窄流道内很容易达到声速，形成壅塞，此时进一步增大火箭流量，二次流流量也无法提升。

此外，当中心火箭进行加力运行时，火箭羽流流量及总压增大，二次流流量无法提高的情况下，混合段内的火箭羽流将进一步挤压二次流流道，甚至完全阻滞二次流流动，由于二次流流量被抑制，此时RBCC发动机中将无法在后部组织燃料的二次喷注燃烧，整体实际上退化为火箭发动机。

现有技术中为解决二次流在隔离段内流动壅塞问题，选择将隔离段设置为渐扩结构，但这会挤占中心火箭的体积，可能会造成推力不足等问题。

发明内容

针对上述现有技术中的不足，本发明提供一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机，可提高二次来流空气的抽吸流量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。

为实现上述目的，本发明提供一种可拓展进气口的火箭基组合循环发动机内流道，包括依次相连的隔离段与混合段，所述隔离段上设有一级进气口，所述混合段上靠近隔离段的位置设有二级进气口；

所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰；

所述混合段上设有调节结构，以用于调节二级进气口的开口幅度。

在其中一个实施例中，所述调节结构包括滑块与驱动组件，所述滑块的一端为自由端，另一端为驱动端；

所述滑块滑动连接在混合段上且位于二级进气口一侧的位置，所述二级进气口的另一侧位于所述自由端的滑动路径上，当所述自由端滑动至二级进气口的另一侧时，所述二级进气口被封堵；

所述驱动组件设在混合段上并与所述驱动端传动相连。

在其中一个实施例中，所述混合段上对应二级进气口一侧的位置设有滑槽，且所述滑槽与二级进气口相通，所述滑块滑动连接在滑槽内。

在其中一个实施例中，所述滑槽的槽口处设有密封结构。

在其中一个实施例中，所述驱动组件为液压缸驱动或电机驱动。

在其中一个实施例中，所述自由端上设有密封垫，所述二级进气口的对应侧设有与密封垫对应的密封槽。

在其中一个实施例中，所述二级进气口对应自由端的一侧上设有密封槽，所述密封槽内设有密封垫。

在其中一个实施例中，所述二级进气口对称环部于所述混合段上。