[发明专利]一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法

说明书

一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法，涉及火箭基组合循环发动机。燃烧室由引射火箭、温度传感器、燃料支板和作动机构组成；引射火箭布置于发动机中心；温度传感器按一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端与作动机构相连，实现燃料支板喷射角度调节。将富燃引射火箭作为不同工作模态二次燃料的点火源，基于各温度传感器判断火箭射流局部高温区所在区域，调节燃料支板喷射角度，将支板底部喷注的二次燃料注入局部高温区迅速燃烧，发挥引导火焰的作用，实现支板下游回流区内二次燃料点火和稳定燃烧。不同速域范围内引射火箭冲压发动机工作高效稳定，提升推力、比冲性能。

技术领域

本发明属于火箭基组合循环发动机技术领域，具体是涉及一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法。

背景技术

水平起降、可重复使用和单级入轨是航天运输长期不懈追求的目标，希望建造像飞机一样能够灵活起飞的航天运输器，具备快速连续起降的能力，以减少发射准备时间，降低发射成本。针对这一特点，提出了火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)发动机的概念。火箭基组合循环发动机将高推重比的火箭和高比冲的吸气式发动机有机地结合在一起，充分发挥两种推进方式的优势，在很宽的飞行马赫数下，实现良好的性能，目前已被世界各国所重视。

燃烧室作为RBCC发动机的核心部件是燃料喷注、掺混、雾化及燃烧发生的空间，燃料需在燃烧室内进行点火、火焰稳定及燃烧组织，燃烧释热作为发动机产生推力的主要来源，燃烧室内稳定高效燃烧很大程度上决定了发动机性能。然而燃烧室流道内流速非常高，要使得燃料点火和稳定燃烧相当困难，且又要保证燃烧效率较高。因此，需要可靠的点火和火焰稳定措施。此外，由于RBCC发动机需要在宽马赫数范围工作，燃烧室设计必须能够适应宽的速域范围，兼顾引射、亚燃和超燃等多种工作模态，并且能够与流道其他组件、进气道、尾喷管有机结合，相互匹配协调工作。

传统RBCC发动机燃烧室为兼顾多个工作模态，主要有两种方式：一是通过热力喉道调节，采用热力喉道调节技术来实现燃烧室持续稳定的工作，通常需要采用多级扩张比燃烧室的方式以及分区燃烧。这必然导致燃烧室长度较长增加发动机结构重量，另一方面也因热防护区域增大导致热防护困难。此外，为协调发动机其他组件，如进气道、尾喷管等还会更进一步增加调节难度，导致燃烧室的工作效率较低。Trefny等(Trefny C,DippoldV.SupersonicFree-Jet Combustion in a Ramjet Burner[C].46thAIAA/ASME/SAE/ASEEJoint Propulsion ConferenceExhibit.2010)通过对比分析冲压发动机亚燃模态热力壅塞和机械壅塞时的性能，发现采用几何喉道相对于热力喉道燃烧室性能较高；二是变结构燃烧室，RBCC发动机变结构燃烧室可以尽可能实现各个模态下较优的发动机性能，从而实现RBCC发动机在宽范围内高效稳定的工作。但其结构复杂，增加控制的难度，同时众多的调节机构也会增加发动机重量。

发明内容

本发明的目的在于针对现有技术存在的上述缺陷，提供可在缩短发动机长度、降低热防护难度的情况下，满足宽速域范围内引射火箭冲压发动机可靠点火和稳定燃烧，提升发动机推力、比冲性能的一种引射火箭冲压发动机燃烧室及自适应燃油喷注方法。

一种引射火箭冲压发动机燃烧室由引射火箭、温度传感器、燃料支板和作动机构组成；所述引射火箭布置于发动机中心；温度传感器按一定间隔以中心轴线对称分布于燃烧室宽度方向；燃料支板以中心轴线环形分布于燃烧室内，燃料支板末端与作动机构相连，实现燃料支板喷射角度的调节。

所述温度传感器在轴线方向至少设2组，每组至少设5个。

所述温度传感器用于根据各温度测点判断火箭射流局部高温区，以指导燃料支板喷射角度的调节。

所述燃料支板采用非贯穿式结构约占燃烧室半径的百分之五十，其末端采用铰接方式与作动机构相连。