[發明專利]一種火箭基組合循環發動機變結構尾噴管

有效

• 申請號: 201410035096.5
• 申請日: 2014-01-24
• 公開（公告）號: CN103790735A
• 公開（公告）日: 2014-05-14
• 發明（設計）人: 張正澤;秦飛;魏祥庚;劉佩進
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: F02K9/97
• 分類號: F02K9/97
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 陳星

技術領域

本發明屬于火箭沖壓發動機領域,具體地說,涉及一種火箭基組合循環發動機變結構尾噴管。

背景技術

火箭基組合循環(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)發動機具有可重復使用、低成本和高可靠性的優勢，被視為潛在的天地往返運輸系統的推進系統之一。火箭基組合循環發動機可實現從地面零速水平起飛，在飛行過程中不斷加速，先后經歷亞音速階段、跨音速階段、超音速階段、高超音速階段，并最終達到巡航狀態；同時，火箭基組合循環發動機具備從海平面直至大氣層外持續工作的能力。根據工作馬赫數和工作高度，火箭基組合循環發動機依次經歷以下四種模態，分別為引射模態，亞燃沖壓模態，超燃沖壓模態，純火箭模態。受到火箭基組合循環發動機寬包線工作的影響，相應噴管需在全模態下具有良好的工作性能。通常情況下，火箭基組合循環發動機采用具有大膨脹比的單膨脹邊噴管，并選取高馬赫工況為噴管設計點，這種情況有助于減輕整體質量，而且在高馬赫工況下具有良好的工作性能。同時需要改善噴管在非設計點下的工作性能。如NASA?Langley中心研究了采用移動喉道的方法改善固定大膨脹比噴管在非設計工況下的性能，在不同工作模態下移動物理喉道產生不同膨脹比以改善噴管工作性能。該方法的缺點是移動喉道需要復雜的機械裝置，增加了整體質量和一體化設計難度。又如德國Aachen?RWTH中心研究被動控制改善非對稱大膨脹比噴管非設計工況的性能，即在噴管型面上設置凹槽，通過促進分離，可以較大地改進噴管在低落壓比即噴管入口總壓與外界環境壓力的比值、低馬赫數下的靜推力系數。這種方案不涉及復雜的機械裝置，但其缺點是適用范圍較窄，而且不利于姿態控制。

發明內容

為了避免現有技術存在的不足,改善尾噴管在非設計點工況下的工作性能,本發明提出一種火箭基組合循環發動機變結構尾噴管；根據以火箭基組合循環發動機為推進系統的高超聲速飛行器的尾噴管在引射模態內部流場處于過膨脹狀態的特征，設計變結構方案以減輕噴管內的過膨脹程度，提高噴管在引射模態下的工作性能；同時又保證了在其它模態下不造成噴管的性能損失。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案是:包括尾噴管入口、尾噴管上膨脹邊、飛行器后體、尾噴管外罩，其特點是，還包括上蓋板和多個吸除槽孔,上蓋板位于飛行器后體上部表面,后體內的吸除槽孔與大氣相通,吸除槽孔沿噴管上壁面均勻分布,且與上蓋板上均布的通孔配合,通過電機驅動上蓋板，使位于后體內的吸除槽孔處于開啟或關閉的狀態；當火箭基組合循環發動機在非設計點下工作時，噴管上壁面的吸除槽孔開啟，當火箭基組合循環發動機在設計點下工作時，噴管上壁面的吸除槽孔關閉。

相鄰吸除槽孔之間的中心距為尾噴管入口高度的1.2倍。

吸除槽孔直徑與上蓋板的通孔直徑相同。

有益效果

本發明提出的一種火箭基組合循環發動機變結構尾噴管，根據在引射模態下尾噴管內部流場處于過膨脹狀態而在亞燃/超燃模態下尾噴管內部流場處于欠膨脹狀態，通過電機驅動上蓋板，使設置在位于飛行器后體內的吸除槽孔處于與大氣連通/封閉的狀態，從而改善噴管在引射模態下的工作性能,同時又保證噴管在亞燃/超燃模態下的工作性能不產生損失。本發明拓展性強，可根據尾噴管的實際幾何結構、工作包線和工作性能需要，設計具有不同截面積的吸除槽孔；當吸除槽孔具有不同截面積時，受壓差作用影響而從環境中被吸入噴管內部的流體的流量不同，從而對噴管內部流場的過膨脹狀態和噴管工作性能的改善效果也不同。以及根據噴管的實際結構尺寸對吸除槽孔進行布局，從而達到改善噴管在非設計點下工作性能的目的。

附圖說明

下面結合附圖和實施方式對本發明一種火箭基組合循環發動機變結構尾噴管作進一步詳細描述。

圖1為本發明火箭基組合循環發動機變結構尾噴管結構示意圖。

圖2為本發明變結構尾噴管上壁面吸除槽孔布局示意圖。

圖中:

1.尾噴管入口??2.飛行器后體??3.尾噴管上膨脹邊??4.尾噴管外罩5.吸除槽孔

具體實施方式

本實施例是一種火箭基組合循環發動機變結構尾噴管。根據非設計點下火箭基組合循環發動機噴管內部流場處于過膨脹狀態、噴管內壓力普遍低于環境壓力的特點，在噴管上壁面設置可開閉的吸除槽孔，以改善噴管在非設計點下工作性能，同時使噴管在設計點下工作性能保持不變。