[發(fā)明專利]一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)曲面壓縮變幾何進(jìn)氣道

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201810666254.5
• 申請(qǐng)日: 2018-06-22
• 公開（公告）號(hào): CN108825381B
• 公開（公告）日: 2019-06-07
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 秦飛;梁磊;謝宗齊;何國強(qiáng);王亞軍;石磊;魏祥庚
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 西北工業(yè)大學(xué)
• 主分類號(hào): F02C7/042
• 分類號(hào): F02C7/042
• 代理公司: 陜西增瑞律師事務(wù)所 61219
• 代理人: 劉艷霞

本發(fā)明公開了一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)曲面壓縮變幾何進(jìn)氣道，由前到后包括依次相連接的進(jìn)氣道前體段、進(jìn)氣道內(nèi)收縮段和進(jìn)氣道隔離段；該進(jìn)氣道隔離段內(nèi)設(shè)置有相連接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于機(jī)體上，后段喉道板和唇罩板均可沿進(jìn)氣道側(cè)壁前后滑動(dòng)。在改善進(jìn)氣道起動(dòng)性的前提下，有效地改善引射、亞燃模態(tài)下的工作性能，同時(shí)不會(huì)引起進(jìn)氣道在超燃模態(tài)下性能損失。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)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)曲面壓縮變幾何進(jìn)氣道。

背景技術(shù)

火箭基組合動(dòng)力循環(huán)(Rocket-Based-Combined-Cycle，RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)通過將吸氣式?jīng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)集成在一個(gè)流道中，兼顧沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高比沖和火箭發(fā)動(dòng)機(jī)高推重比的優(yōu)點(diǎn)，能夠在較寬的馬赫數(shù)范圍內(nèi)工作，很可能成為下一代空天運(yùn)載工具的主要?jiǎng)恿ο到y(tǒng)。

進(jìn)氣道作為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)的核心部件，其相對(duì)于常規(guī)發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道有很大的不同。寬馬赫數(shù)工作作為RBCC進(jìn)氣道最關(guān)鍵、最核心的技術(shù)，其涉及到吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)的所有工作范圍。這就要求RBCC進(jìn)氣道能在較低的飛行馬赫數(shù)下實(shí)現(xiàn)自起動(dòng)；在寬范圍內(nèi)具有較高流量系數(shù)且具有良好的總壓恢復(fù)。現(xiàn)有研究結(jié)果表明，固定結(jié)構(gòu)的進(jìn)氣道很難滿足RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在寬范圍下的一系列性能要求。

二元進(jìn)氣道因其結(jié)構(gòu)簡單，設(shè)計(jì)理論成熟，易于進(jìn)行變幾何設(shè)計(jì)，受到國內(nèi)外研究學(xué)者的普遍重視。就其設(shè)計(jì)理論而言，采用的多道斜激波壓縮的二元進(jìn)氣道，在設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)斜激波相交于唇口。當(dāng)進(jìn)氣道工作在較低馬赫數(shù)時(shí)，進(jìn)氣道將產(chǎn)生很大程度的溢流，這將導(dǎo)致進(jìn)氣道在低馬赫數(shù)下流量系數(shù)偏低。同時(shí)外壓縮型面上的轉(zhuǎn)折點(diǎn)處會(huì)產(chǎn)生較大的壓力梯度，這對(duì)進(jìn)氣道附面層的穩(wěn)定產(chǎn)生很大的不利甚至有可能引起附面層分離。針對(duì)以上問題，國內(nèi)學(xué)者提出一種新型的曲面壓縮系統(tǒng)，數(shù)值研究表明，采用這種壓縮系統(tǒng)的進(jìn)氣道壓縮型面較短，同時(shí)能降低總壓損失，改善非設(shè)計(jì)點(diǎn)性能。現(xiàn)有的曲面壓縮進(jìn)氣道很難滿足RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)在寬范圍下的一系列性能要求，即要求進(jìn)氣道在較低的飛行馬赫數(shù)下起動(dòng)能力；要求進(jìn)氣道在寬范圍內(nèi)的具有較高流量系數(shù)；要求進(jìn)氣道在寬范圍內(nèi)具有良好的總壓恢復(fù)和抗反壓能力。此外，RBCC進(jìn)氣道還應(yīng)具有較小的阻力系數(shù)，并能滿足飛行器高度一體化的設(shè)計(jì)要求。但是，在現(xiàn)有RBCC進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方法中，由于隔離段內(nèi)置火箭支板，阻礙來流通過并容易導(dǎo)致壅塞，加劇了進(jìn)氣道在高效壓縮與低速起動(dòng)之間的矛盾。

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，提供一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)曲面壓縮變幾何進(jìn)氣道，在改善進(jìn)氣道起動(dòng)性的前提下，有效地改善引射、亞燃模態(tài)下的工作性能。

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)曲面壓縮變幾何進(jìn)氣道，由前到后包括依次相連接的進(jìn)氣道前體段、進(jìn)氣道內(nèi)收縮段和進(jìn)氣道隔離段；

該進(jìn)氣道隔離段內(nèi)設(shè)置有相連接的唇罩板和喉道板，喉道板由前到后包括前段喉道板和后段喉道板，前段喉道板固定于機(jī)體上，后段喉道板和唇罩板均可沿進(jìn)氣道側(cè)壁前后滑動(dòng)。唇罩板和前段喉道板在同一直線上，且與進(jìn)氣道內(nèi)收縮段的軸線相平行；后段喉道板由前到后向外側(cè)傾斜設(shè)置。

進(jìn)一步地，設(shè)定設(shè)計(jì)點(diǎn)Ma＝6下進(jìn)氣道唇口位置為基準(zhǔn)點(diǎn)，唇罩板和后段喉道板以進(jìn)氣道唇口位置為參照點(diǎn)，在不同工況下移動(dòng)后的位置如下：