本技术为发动机领域创新,涵盖一种具备变结构流道和可调节热力喉道模式的发动机。该设计旨在克服现有技术中空气流动不稳定、能量损失大、火焰稳定性不足以及结构设计上的缺陷。
背景技术
火箭基组合动力循环发动机是将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的冲压发动机有机地集成在一起的组合推进系统,RBCC发动机集引射模态、亚燃模态、超燃模态以及纯火箭模态为一体,通过不同工作模态,可以实现极宽速域范围工作,甚至利用火箭模态最高工作马赫数可以实现入轨。这样使得RBCC发动机能自启动,具有很宽的飞行包线,任务适应性强,具有很大的应用前景。
宽飞行包线工作时 RBCC 发动机主要经历引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态四个工作模态,来流参数的宽范围变化必然会导致固定结构发动机工况严重偏离设计状态。固定结构燃烧室,很难兼顾设计点与非设计点性能俱优。为了提高固定结构发动机性能,往往导致燃烧室长度较长增加发动机结构质量,另一方面也因热防护区域增大带来热防护困难。采用变几何喉道的方案可以保持喷油位置固定,而不需要燃烧室内多级喷注以满足不同飞行马赫数下的来流状态,因此可以缩短燃烧室长度。RBCC发动机在引射和亚燃模态,燃烧室流道采用收敛加扩张结构来满足燃烧室的高效燃烧;而在超燃模态,为满足超声速燃烧的需要,燃烧室流道保持为扩张结构。采用进气道和燃烧室变结构的方式可以尽可能满足各个模态下甚至各个飞行马赫数下较优的发动机性能,保证 RBCC 发动机宽范围内高效稳定工作,而固定结构的发动机无法同时满足各模态最优性能工作环境需求。
目前已有的大部分变结构RBCC发动机采用的依然是二元结构,对于二元结构的变结构进气道,喉道面积调节会导致燃烧室入口部分随进气道喉道调节而形成台阶结构,对于发动机性能以及密封的实现是不利的,且结构质量和气动阻力相对较大,变结构作动形式及密封相对较难。此外,对于现有的轴对称变结构发动机的研究,由于结构本身存在的局限性,无法如二元结构一样适合设置可转动分流板,故基本上采取的也是串联式通道布局方案,而串联式RBCC进气道在高马赫数飞行时难以保护涡轮模块,涡轮模块在高速飞行时会带来很大的流动损失,从而影响发动机在高马赫数下的总体性能,导致发动机在多模态工作转换时付出一定的代价。因此对于适合轴对称变结构RBCC发动机的并联通道结构设计具有很大意义。
当前少数研究人员尝试设计出能初步实现轴对称变结构RBCC发动机的通道内并联式的方案,但相对外并联式通道设计,内并联式在工作模态转换时无法以理想状态进行,容易造成来流空气不稳定,出现一定的能量损失,包括现有的内并联式通道实现手段是建立在双通道同时工作,无法有效灵活控制通道的独立性以保证模态转换高效稳定。除此之外,已有的绝大多数轴对称变结构RBCC发动机设计在引射模态和亚燃模态过渡以及纯火箭模态不考虑燃烧室的火焰稳定效果,与支板火箭相比,由于缺少燃料支板和凹腔的作用,燃料和空气的掺混效果和燃烧的稳定性较差,无法可靠的通过调节热力喉道来提高不同工作模态的有效性能。
基于此,本发明提出了一种基于变结构流道及可调节热力喉道模式的发动机。
实现思路