[發明專利]火箭基組合循環發動機燃燒室

有效

• 申請號: 201710180533.6
• 申請日: 2017-03-23
• 公開（公告）號: CN107100760B
• 公開（公告）日: 2018-10-16
• 發明（設計）人: 魏祥庚;李江;秦飛;張時空;石磊;何國強;潘宏亮
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: F02K9/34
• 分類號: F02K9/34;F02K9/62
• 代理公司: 陜西增瑞律師事務所 61219
• 代理人: 劉艷霞

本發明公開了火箭基組合循環發動機燃燒室，包括燃燒室腔體，燃燒室腔體內豎直設置有兩個燃料支板，它們的高度均與燃燒室腔體的高度相一致；兩個燃料支板的后端通過轉軸安裝于燃燒室腔體內；當支板火箭燃燒室工作時，兩個所述燃料支板均與來流的方向相一致，且它們的前端和后端均在對應的同一橫截面上；當支板火箭燃燒室停止工作時，兩個燃料支板繞轉軸相向轉動，至垂直于來流方向，且它們在同一直線上，以將燃燒室腔體分為燃料支板前的第一級回流區和燃料支板后的第二級回流區。該一種火箭基組合循環發動機燃燒室滿足了不同來流條件下空氣流量匹配。

技術領域

本發明屬于火箭基組合循環發動機技術領域，具體涉及火箭基組合循環發動機燃燒室。

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、低成本以及較高的可靠性等潛在優勢，被視為最有可能應用于未來天地往返運輸系統的推進系統之一。RBCC發動機集引射模式、亞燃模式、超燃模式以及純火箭模式為一體。為了兼顧寬范圍工作，常采用變動燃燒室構型的方式。在超燃模式，為滿足超聲速燃燒的需要，燃燒室流道需要保持為擴張結構；而在引射和亞燃模式，燃燒室流道需要收斂加擴張結構來滿足燃燒室的高效燃燒。目前的RBCC發動機在亞燃模式采用熱力喉道調節技術實現幾何喉道的收斂擴張作用，因此發動機采用簡單的直擴燃燒室構型。然而通過熱力循環分析，熱力喉道的熱工效率明顯低于幾何喉道，采用熱力喉道的發動機性能也相應低于幾何喉道發動機。目前，法國的WRR(wide-range ramjet)發動機通過進行大范圍可變內部機構以滿足整個馬赫數范圍內的高性能；LEA發動機則選擇了利用外罩的水平移動來改變燃燒室的幾何結構的方案實現燃燒室寬范圍工作；以上兩種變結構方案主要針對雙模態沖壓發動機。美國Aerojet公司針對單級入軌(SSTO)設計出一種創新的變結構RBCC發動機方案，通過進氣道和尾噴管均采用簡單的變結構方案來保證多模式協調高效工作，該方案主要針對進氣道和尾噴管進行簡單變結構。但以上方案變動范圍過大，作動機構較為復雜。

發明內容

本發明所要解決的技術問題在于針對上述現有技術的不足，提供一種火箭基組合循環發動機燃燒室，包括燃燒室腔體，燃燒室腔體內豎直設置有兩個燃料支板，它們的高度均與燃燒室腔體的高度相一致；兩個燃料支板的后端通過轉軸安裝于燃燒室腔體內；當支板火箭燃燒室工作時，兩個所述燃料支板均與來流的方向相一致，且它們的前端和后端均在對應的同一橫截面上；當支板火箭燃燒室停止工作時，兩個燃料支板繞轉軸相向轉動，至垂直于來流方向，且它們在同一直線上，以將燃燒室腔體分為燃料支板前的第一級回流區和燃料支板后的第二級回流區。

進一步地，該兩個燃料支板的長度之和不大于火箭支板出口的寬度c。

進一步地，兩個所述燃料支板的前體均為楔形，后體均為等直段。

本發明火箭基組合循環發動機燃燒室具有如下優點：通過轉動燃料支板，產生不同的結構形式，燃燒室具有寬馬赫數范圍的工作能力，使燃燒室推力和比沖性能得到顯著的提高。

附圖說明

圖1是本發明中燃料支板的狀態圖；

圖2是本發明火箭基組合循環發動機燃燒室的結構示意圖。

其中：1.燃料支板；2.火箭支板；3.作動裝置。

具體實施方式