[發(fā)明專利]一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變工況一次火箭系統(tǒng)

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201410453139.1
• 申請(qǐng)日: 2014-09-05
• 公開（公告）號(hào): CN104329187A
• 公開（公告）日: 2015-02-04
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 魏祥庚;劉陽陽;何國強(qiáng);秦飛;呂翔;石磊;陳劍;張保慶
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): F02K9/42
• 分類號(hào): F02K9/42;F02K9/44;F02K9/56;F02K9/62
• 代理公司: 陜西增瑞律師事務(wù)所 61219
• 代理人: 杜小可

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于火箭技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變工況一次火箭系統(tǒng)。

背景技術(shù)

RBCC(Rocket?based?combined?cycle:火箭基組合循環(huán))動(dòng)力系統(tǒng)中，一次火箭(即引射火箭)是發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件。在低速引射模態(tài)下，飛行器需要在短時(shí)間內(nèi)加速到巡航狀態(tài)，需要很大的推力。而這時(shí)由于飛行器飛行馬赫數(shù)低(在起飛時(shí)甚至為0)，來流沖壓作用很弱，只能依靠一次火箭來提供主要推力。嵌于流道中的一次火箭工作，通過其高速氣流的引射抽吸作用，引入二次空氣流，并在流道的燃燒室內(nèi)組織二次燃燒，提高混合燃?xì)獾哪芰浚诩兓鸺幕A(chǔ)上獲得推力，提高發(fā)動(dòng)機(jī)比沖。因而在引射模態(tài)下，一次火箭需要很大的流量和高的燃燒室室壓。而在亞燃、超燃模態(tài)，高速來流空氣的沖壓作用很明顯，為了高比沖需要火箭發(fā)動(dòng)機(jī)保持小流量甚至關(guān)閉。研究發(fā)現(xiàn)，亞燃、超燃模態(tài)下，小流量富燃的一次火箭可以增強(qiáng)燃燒和推力性能，實(shí)現(xiàn)火焰穩(wěn)定。如果采取這種方案的話，要求一次火箭是小流量、低燃燒室壓力和低混合比的。由此可見，一次火箭主要設(shè)計(jì)要求為流量大范圍可調(diào)，混合比可調(diào)。

鑒于對(duì)RBCC一次火箭的特殊要求，目前，世界各國都致力于工況可調(diào)一次火箭的探索。現(xiàn)有的公開文獻(xiàn)《變推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)及其控制技術(shù)》(國防工業(yè)出版社,2001)、《Testing?of?the?650?K1bf?LOX/LH2?low?cost?pintle?engine》(AIAA?2001-3987,2001)等文中描述了現(xiàn)有流量調(diào)節(jié)技術(shù)與控制技術(shù)，已有的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)流量調(diào)節(jié)技術(shù)主要通過噴注器調(diào)節(jié)與管路調(diào)節(jié)等實(shí)現(xiàn)，噴注器調(diào)節(jié)的主要方式為調(diào)節(jié)噴注壓降、改變噴注面積、改變推進(jìn)劑密度、改變流量系數(shù)，目前，可調(diào)環(huán)形噴注器、針?biāo)ㄊ絿娮⑵骱碗x心噴注器是工程上得以應(yīng)用或已得到試驗(yàn)驗(yàn)證的噴注器。管路中的流量調(diào)節(jié)主要依靠可調(diào)汽蝕文氏管與各種節(jié)流閥門來實(shí)現(xiàn)。通常流量調(diào)節(jié)方案中采用的調(diào)節(jié)控制技術(shù)，若具有快速響應(yīng)，精確控制的優(yōu)點(diǎn)，一般會(huì)存在需要較為復(fù)雜的伺服機(jī)構(gòu)或動(dòng)力裝置等缺點(diǎn)；若具有操縱簡單的特點(diǎn)，則一般會(huì)出現(xiàn)精度低、可控性差的問題。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題在于針對(duì)上述現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種精確、可控、穩(wěn)定、快速地調(diào)節(jié)推進(jìn)劑流量，且復(fù)雜程度低，操作簡單的火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變工況一次火箭系統(tǒng)。

為解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明采用的技術(shù)方案是，一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變工況一次火箭系統(tǒng)，包括通過管路相連接的推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)和一次火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室，推進(jìn)劑供應(yīng)系統(tǒng)包括氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)和燃料供應(yīng)系統(tǒng)；

氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)包括氧氣流量控制系統(tǒng)，氧氣流量控制系統(tǒng)包括多個(gè)氧氣輸送管路，每一個(gè)所述氧氣輸送管路上均設(shè)置有用于開啟和關(guān)閉的氧氣減壓閥，氧氣輸送管路的出口連接有氧氣孔板；燃料供應(yīng)系統(tǒng)包括壓力控制系統(tǒng)，壓力控制系統(tǒng)包括多個(gè)燃料輸送管路，每一個(gè)燃料輸送管路的出口均設(shè)置有汽蝕文氏管，燃料輸送管路的入口與用于減小和增大氮?dú)饬髁康牡獨(dú)鉁p壓器連接。

進(jìn)一步地，該氧氣流量控制系統(tǒng)還包括與氧氣減壓閥的入口相連接的氧氣儲(chǔ)箱，每一個(gè)氧氣減壓閥的出口與氧氣孔板都連接有一電磁閥，氧氣孔板的出口通過單向閥與一次火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室，氧氣孔板和單向閥之間還連接有氣體流量計(jì)。

進(jìn)一步地，至少一個(gè)氧氣減壓閥的進(jìn)口與氧氣儲(chǔ)箱之間連接有高壓進(jìn)氣緩沖閥，且氧氣減壓閥的出口與壓力控制器連接。

進(jìn)一步地，該氧氣儲(chǔ)箱和氧氣減壓器之間還依次連接有過濾器和高壓進(jìn)氣電磁閥，氧氣儲(chǔ)箱上還連接有氧氣充排氣閥。

進(jìn)一步地，該氮?dú)鉁p壓器入口與氮?dú)鈨?chǔ)箱的出口通過高壓進(jìn)氣閥連接，氮?dú)鉁p壓器與汽蝕文氏管之間依次連接有燃料增壓進(jìn)氣閥和連接有燃料儲(chǔ)箱，所述燃料儲(chǔ)箱上還連接有燃料充排氣閥，每一個(gè)汽蝕文氏管的出口均連接有一燃料供給閥，燃料供給閥的出口與一次火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室連接，。

進(jìn)一步地，該燃料儲(chǔ)箱的入口還與燃料儲(chǔ)箱增壓緩沖電磁閥連接，所述燃料儲(chǔ)箱增壓緩沖電磁閥的另一端與氮?dú)鉁p壓器的出口連接；該氮?dú)鈨?chǔ)箱還通過緩沖閥與一次火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室的入口連接，緩沖閥的出口端還與氮?dú)鉁p壓器的入口連接；緩沖閥的出口還與氧化劑供應(yīng)系統(tǒng)的出口端連接。

進(jìn)一步地，該燃料供給閥的出口與一次火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室還連接有渦輪流量計(jì)，燃料供給閥的出口還連接有壓力傳感器。

進(jìn)一步地，該一次液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)推力室包括頭部和身部，所述頭部包括煤油噴嘴和多個(gè)氧氣噴嘴，煤油噴嘴設(shè)置在頭部的中心點(diǎn)的位置，氧氣噴嘴設(shè)置在以頭部中心點(diǎn)為圓心的周圍。