CN109139296B - 火箭基组合循环发动机 - Google Patents

Abstract

一种火箭基组合循环发动机，包括壳体、进气道、中心锥、火箭燃烧室，超燃燃烧室以及超燃喷管，壳体内依次设置有进气道、超燃燃烧室，所述进气道内设置有中心锥，中心锥的末端连接火箭燃烧室，火箭燃烧室的末端连接有塞式喷管。火箭燃烧室包括筒状外壳以及设置在筒状外壳内的火箭燃烧室内芯，筒状外壳的一端连接在中心锥上且与中心锥光滑过渡连接，火箭燃烧室内芯的一端连接在中心锥上，火箭燃烧室内芯与筒状外壳的中心轴线重合。来流空气从进气道入口经进气道进入到超燃燃烧室，超燃燃烧室的末端连接有超燃喷管。本发明将传统的火箭发动机钟形喷管改为塞式喷管，利用塞式喷管与环境压力的自动匹配特性，可保证该发动机在宽范围内具有较高性能。

Description

火箭基组合循环发动机

技术领域

本发明涉及航空航天领域中的组合循环发动机，尤其是指包含吸气式冲压发动机在内的火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle，简称RBCC)发动机。

背景技术

实现高超声速(通常指飞行马赫数大于5，马赫数是指飞行速度与声速之比)飞行的动力装置可以采用火箭发动机，也可以采用超燃冲压发动机。火箭发动机技术成熟，可以在大气层内和大气层外工作。由于火箭发动机必须自带所有氧化剂和燃料，比冲很低(比冲指的是单位质量推进剂产生的总冲量，是反应发动机性能的最重要指标，为本领域所公知，液氧煤油发动机的比冲小于3000N.m/s)。超燃冲压发动机利用空气中的氧作为氧化剂，具有推进剂比冲高(大于8000N.m/s)、结构简单等优点，是当今世界各国的研究热点。

超燃冲压发动机的主要缺点是：发动机在低速下不能工作，需要外部动力将飞行器助推到接力马赫数(即冲压发动机开始工作的马赫数)。最先进的助推方式是采用组合循环方案，也就是将火箭发动机或涡轮发动机组合到超燃冲压发动机中，实现整个高超声速飞行器的自行起飞。

文献Evolutionary Algorithm Based Approach for RBCC EnginesOptimization(D Pastrone.AIAA 2008-5170)等公布的火箭基组合循环发动机方案，在此称为A方案，参照图1，A方案图中有：中心锥1、进气道2、火箭燃烧室3、火箭喷管4、火箭燃气5、经过进气道压缩后的空气6、混合层7、超燃燃烧室8、超燃喷管9、来流空气10、超燃燃气11。图1所示火箭基组合循环发动机为一轴对称结构，包括火箭发动机和超燃冲压发动机；火箭发动机由火箭燃烧室3和火箭喷管4组成，火箭燃烧室3为一薄壁圆筒状结构，火箭喷管4为先收缩后扩张的拉瓦尔喷管；超燃冲压发动机由中心锥1、进气道2、超燃燃烧室8和超燃喷管9构成，整体为轴对称旋成体结构；当飞行器向前飞行时，来流空气10在飞行器的相对运动下，将会灌进进气道2中，并在进气道2中减速增压；经进气道压缩后的空气6与火箭燃气5两股气流之间，形成混合层7；空气和燃气在混合层7中混合并燃烧，燃烧的化学能将转变为燃气的热能，使得燃气温度升高；高能量的燃气通过超燃喷管9膨胀加速后，排出发动机；由于出口超燃燃气11的速度高于来流空气10的速度，根据动量定理(牛顿第二定律，为本领域所公知)，发动机将产生向前运动的推力。A方案中将火箭发动机连接到进气道中心锥之后，火箭发动机喷管出口位于冲压发动机隔离段内。整个发动机有三个工作模式：(1)在起飞阶段，火箭发动机工作，并通过引射作用(引射是指通过高速气流的卷吸作用，将低压气体吸入高压区的过程)，卷入一部分来流空气参与燃烧，从冲压发动机喷管排出后产生推力；(2)在飞行器达到冲压发动机可以工作的接力马赫数后，火箭发动机停止工作，依靠冲压发动机的工作产生推力并加速到巡航马赫数，并在巡航马赫数一直工作；(3)在大气层外，仅火箭发动机工作。

上述方案的主要缺点在于发动机适应性窄，火箭燃气和空气难以在宽范围内匹配。一方面，火箭发动机的喷管出口参数是固定的(采用变推力液体火箭发动机的调节范围目前国内最高只有5:1，且只能调压力，但不能调速度)，另一方面，从进气道进来的空气，其压力、温度、速度随工作条件有很大变化(参考“W H Heiser,Hypersonic AirbreathingPropulsion,AIAA Education Series,1994”)，例如：在马赫数0.6，工作高度10km时，空气总压为0.034MPa；而在马赫数4，高度17km时，空气总压为1.3MPa，相差38倍。中心火箭燃气和外层空气不匹配的问题在于：如果火箭压力过高，将向外膨胀，挤压空气，造成进气道不启动；如果火箭压力过低，既对空气的引射能力差，又会在火箭发动机出口形成激波，造成发动机性能下降。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种火箭基组合循环发动机，通过将传统的火箭发动机钟形喷管改为塞式喷管，利用塞式喷管与环境压力的自动匹配特性，可以保证该发动机在宽范围内具有较高性能。

为实现上述技术目的，本发明的技术方案是：

一种火箭基组合循环发动机，包括壳体、进气道、中心锥、火箭燃烧室，超燃燃烧室以及超燃喷管，所述壳体内依次设置有进气道、超燃燃烧室，所述进气道内设置有中心锥，中心锥的末端连接有火箭燃烧室，所述火箭燃烧室的末端连接有塞式喷管。所述火箭燃烧室包括筒状外壳以及设置在筒状外壳内的火箭燃烧室内芯，所述筒状外壳的一端连接在中心锥上且与中心锥光滑过渡连接，火箭燃烧室内芯的一端连接在中心锥上，火箭燃烧室内芯与筒状外壳的中心轴线重合。来流空气从进气道入口经进气道进入到超燃燃烧室，超燃燃烧室的末端连接有超燃喷管。中心锥也即喷注器，其内设有燃气通道等这是本领域的常规设置。进一步地，所述中心锥的中心轴线、火箭燃烧室的中心轴线以及进气道的中心轴线重合。

所述火箭燃烧室的末端连接有塞式喷管，所述塞式喷管可以是环喉式塞式喷管、环簇式塞式喷管或瓦状环簇式塞式喷管。塞式喷管由塞锥和环套组成，塞锥为逐渐变小的锥体结构，其型面按照一维无粘等熵流方法进行设计，为空气动力学领域所公知；环套为一环形结构，与塞锥一起构成了火箭燃气的流通通道，其最小流通面积由火箭的设计室压、流量等共同决定；塞式喷管可依据“E Besnard,Design Manufacturing and Test of a PlugNozzle Rocket Engine,AIAA-02-4038”中所介绍的方法进行设计。中心锥、火箭燃烧室和塞式喷管之间可以整体成型，也可以采用焊接或螺纹连接的方式连接在一起。

进一步地，本发明中所述火箭燃烧室的内芯末端设置有塞锥，所述塞锥呈类锥体形状，塞锥的底端连接内芯末端，塞锥的尖端朝向火箭燃烧室的外端，所述筒状外壳的末端设有环套，环套内壁与塞锥之间形成喉道，所述塞锥和环套构成了火箭燃烧室出口端的环喉式塞式喷管。所述塞锥以及环套均为轴对称结构。所述塞锥的底端至塞锥的尖端是呈曲线平滑过渡。所述环套的内径从其与筒状外壳的末端的连接端至其另一端逐渐减小，即环套的内壁沿着环套的长度方向逐渐向塞锥延伸。这样的设计可以通过从环套的一端向其另一端逐渐增加环套的壁厚实现。

环套内壁与塞锥之间形成喉道，喉道的最小流通面积处称为喉部，喉道的最小流通面积处的喉部面积At由火箭发动机流量

和燃烧室设定室压p_c确定，表达式为：

其中，流量

根据满足飞行器起飞和加速的要求确定，室压p_c根据壳体强度和火箭发动机性能折衷选择为4MPa，G，R，T分别为比热比系数、燃气气体常数和燃烧温度，一般只与推进剂性质和推进剂配比有关，由热力计算程序确定；塞式喷管的型面可依据“EBesnard,Design Manufacturing and Test of a Plug Nozzle Rocket Engine,AIAA-02-4038”中所介绍的方法进行设计。

另外，火箭燃烧室内芯和筒状外壳之间环形通道的横截面积应大于喉部面积At的3倍。

所述火箭燃烧室的筒状外壳可以为一体成型旋成体结构，也可以采用多段分段筒体焊接而成，焊接时保证筒体内部流道的光滑即可。

所述进气道最前端即进气道入口处称为超燃唇口，其直径通常选取为壳体直径的0.7～0.85倍。

从进气道进入的空气与从塞式喷管喷出来的火箭燃气混合，并在超燃燃烧室中进行燃烧。超燃燃烧室为一微小扩张的轴对称圆筒结构体，其扩张半角选取为1.5度，超燃燃烧室的长度与壳体相关，但为保证燃油的充分燃烧，超燃燃烧室的长度不宜小于0.8米；超燃燃烧室的出口与超燃喷管连接；超燃喷管的出口直径为壳体直径D0，超燃喷管的入口直径与超燃燃烧室的出口直径一致，超燃喷管其长度应尽可能短，但要保证从超燃喷管喷出的出口燃气速度均匀、且不允许出现气流分离，具体可参考“W H Heiser,HypersonicAirbreathing Propulsion,AIAA Education Series,1994”一书进行设计。

在超燃燃烧室的轴向长度方向上的一长度处的内壁面上设置有一圈燃油喷嘴，相邻燃油喷嘴间的间距相等，燃油喷嘴在轴向长度方向上与塞锥尖端的距离是0.3m。燃油喷嘴一般采用直流式喷嘴，也就是在超燃燃烧室的内壁面上开设供燃油喷出的小孔。小孔的深度选取为5mm；小孔的直径根据燃油流量确定，计算公式为：

其中，

为燃油质量流量，与从进气道所进入的空气流量有关，选取为空气流量的0.04倍；c_d为燃油喷嘴的流量系数，对直流式喷嘴来说，流量系数约为0.7；n为喷嘴个数，与超燃燃烧室的直径有关，直径越大，个数越多，对直径为300mm的超燃燃烧室，选取个数为18个；ρ_p为燃油密度，航空煤油的密度为780kg/m³；Δp为燃油的喷注压降，通常取为2～3MPa。

本发明所述火箭基组合循环发动机承受了很高温度，应采用耐高温材料，包括难熔金属材料、C/SiC类陶瓷基复合材料、高硅氧类烧蚀材料。

与现有技术相比，本发明能够产生以下技术效果：

本发明中的进气道实际上就是中心锥与壳体内壁之间的环形通道。本发明中环套内壁与塞锥之间形成喉道，喉道实际上也是环形通道，其是火箭燃气的流通通道。环形通道的设计使得总压损失小。

本发明工作范围宽，塞式喷管和来流空气具有自动匹配特性，不会造成过膨胀或欠膨胀，从而具有宽范围适应性。

附图说明

图1是A方案的结构示意图。

图2是本发明的结构示意图。

图中：

1、中心锥；2、进气道；3、火箭燃烧室；4、火箭喷管；5、火箭燃气；6、经过进气道压缩后的空气；7、混合层；8、超燃燃烧室；9、超燃喷管；10、来流空气；11、超燃燃气；12、火箭燃烧室内芯；13、筒状外壳；14、塞锥；15、环套；16、燃油喷嘴。

具体实施方式

下面结合附图，对本发明的实施方式进行进一步的详细说明。

参照图2，本发明提供一种火箭基组合循环发动机，由火箭发动机、超燃冲压发动机组成；火箭发动机由中心锥1、火箭燃烧室3和塞式喷管组成。中心锥1即喷注器可依据“朱宁昌，火箭发动机设计，宇航出版社，1993年”中所介绍的方法进行设计。火箭发动机壳体(图2中示出的仅仅是壳体的内壁，壳体整体没有在图中示出)内依次设置有进气道2、超燃燃烧室8，所述进气道2内设置有中心锥1，中心锥1的末端连接有火箭燃烧室3。所述火箭燃烧室3包括筒状外壳13以及设置在筒状外壳13内的火箭燃烧室内芯12，所述筒状外壳13的一端连接在中心锥1上且与中心锥1光滑过渡连接，火箭燃烧室内芯12的一端连接在中心锥1上，火箭燃烧室内芯12与筒状外壳13的中心轴线重合。来流空气10从进气道2入口经进气道2进入到超燃燃烧室8，超燃燃烧室8的末端连接有超燃喷管9。所述中心锥1的中心轴线、火箭燃烧室5的中心轴线以及进气道2的中心轴线重合。

本实施例中，塞式喷管为环喉式塞式喷管。所述所述火箭燃烧室内芯12末端设置有塞锥14，所述塞锥14呈类锥体形状，塞锥14的底端连接内芯末端，塞锥14的尖端朝向火箭燃烧室3的外端，所述筒状外壳13的末端设有环套15，环套15的内壁与塞锥14之间形成喉道，喉道的最小流通面积处称为喉部，喉道实际上也是环形通道，其是火箭燃气的流通通道。所述塞锥14和环套15构成了火箭燃烧室出口端的环喉式塞式喷管。所述塞锥14以及环套15均为轴对称结构。所述塞锥14的底端至塞锥14的尖端是呈曲线平滑过渡。所述环套15的内径从其与筒状外壳的末端的连接端至其另一端逐渐减小，即环套的内壁沿着环套的长度方向逐渐向塞锥延伸。这样的设计可以通过从环套15的一端向其另一端逐渐增加环套的壁厚实现。

喉道的最小流通面积处的喉部面积At由火箭发动机流量

和燃烧室设定室压p_c确定，表达式为：

其中，流量

根据满足飞行器起飞和加速的要求确定，室压p_c根据壳体强度和火箭发动机性能折衷选择为4MPa，G，R，T分别为比热比系数、燃气气体常数和燃烧温度，一般只与推进剂性质和推进剂配比有关，由热力计算程序确定；塞式喷管的型面可依据“EBesnard,Design Manufacturing and Test of a Plug Nozzle Rocket Engine,AIAA-02-4038”中所介绍的方法进行设计。

火箭燃烧室内芯12和筒状外壳13之间环形通道的横截面积应大于喉部面积At的3倍。

所述火箭燃烧室3的筒状外壳13可以为一体成型旋成体结构，也可以采用多段分段筒体焊接而成，焊接时保证筒体内部流道的光滑即可。火箭燃烧室3的长度满足特征长度的要求，这里，特征长度是指火箭燃烧室3容积和喉部面积At之比，对液氧煤油系统来说，一般特征长度选取为1.5米。

所述进气道2最前端即进气道入口处称为超燃唇口，其直径通常选取为壳体直径的0.7～0.85倍。

来流空气10经过进气道2压缩后，压力提高，经过进气道压缩后的空气6与从塞式喷管喷出来的火箭燃气5混合，形成混合层7；并在超燃燃烧室8中进行燃烧，燃烧的化学能将转变为燃气的热能，使得燃气温度升高；高能量的燃气通过超燃喷管9膨胀加速后，排出发动机；由于出口处的超燃燃气11的速度高于来流空气10的速度，根据动量定理(牛顿第二定律，为本领域所公知)，发动机将产生向前运动的推力。超燃燃烧室8为一微小扩张的轴对称圆筒结构体，其扩张半角选取为1.5度，超燃燃烧室8的长度与壳体相关，但为保证燃油的充分燃烧，超燃燃烧室8的长度不宜小于0.8米；超燃燃烧室8的出口与超燃喷管9连接；超燃喷管9的出口直径为壳体直径D0，超燃喷管9的入口直径与超燃燃烧室8的出口直径一致，超燃喷管9其长度应尽可能短，但要保证从超燃喷管喷出的出口燃气速度均匀、且不允许出现气流分离，具体可参考“W H Heiser,Hypersonic Airbreathing Propulsion,AIAAEducation Series,1994”一书进行设计。

在超燃燃烧室8的轴向长度方向上的一长度处的内壁面上设置有一圈燃油喷嘴16，相邻燃油喷嘴16间的间距相等，燃油喷嘴16在轴向长度方向上与塞锥尖端的距离是0.3m。设置燃油喷嘴的目的是：在超燃燃烧室8喷入更多的燃油，提高燃烧温度，从而增加推力。一圈燃油喷嘴12或18个燃油喷嘴。燃油喷嘴16一般采用直流式喷嘴，也就是在超燃燃烧室的内壁面上开设供燃油喷出的小孔。小孔的深度选取为5mm；小孔的直径根据燃油流量确定，计算公式为：

其中，为燃油质量流量，与从进气道所进入的空气流量有关，选取为空气流量的0.04倍；c_d为燃油喷嘴的流量系数，对直流式喷嘴来说，流量系数约为0.7；n为喷嘴个数，与超燃燃烧室的直径有关，直径越大，个数越多，对直径为300mm的超燃燃烧室，选取个数为18个；ρ_p为燃油密度，航空煤油的密度为780kg/m³；Δp为燃油的喷注压降，通常取为2～3MPa。

以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种火箭基组合循环发动机，其特征在于：包括壳体、进气道、中心锥、火箭燃烧室，超燃燃烧室以及超燃喷管，所述壳体内依次设置有进气道、超燃燃烧室，所述进气道内设置有中心锥，中心锥的末端连接有火箭燃烧室，所述火箭燃烧室的末端连接有塞式喷管；所述火箭燃烧室包括筒状外壳以及设置在筒状外壳内的火箭燃烧室内芯，所述筒状外壳的一端连接在中心锥上且与中心锥光滑过渡连接，火箭燃烧室内芯的一端连接在中心锥上，火箭燃烧室内芯与筒状外壳的中心轴线重合；来流空气从进气道入口经进气道进入到超燃燃烧室，超燃燃烧室的末端连接有超燃喷管；

所述火箭燃烧室的内芯末端设置有塞锥，所述塞锥呈类锥体形状，塞锥的底端连接内芯末端，塞锥的尖端朝向火箭燃烧室的外端，所述筒状外壳的末端设有环套，环套内壁与塞锥之间形成喉道，所述塞锥和环套构成了火箭燃烧室出口端的环喉式塞式喷管；其中喉道的最小流通面积处的喉部面积At由火箭发动机流量

和燃烧室设定室压p_c确定，表达式为：

其中，G，R，T分别为比热比系数、燃气气体常数和燃烧温度；

火箭燃烧室内芯和筒状外壳之间环形通道的横截面积应大于喉部面积At的3倍。

2.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：所述中心锥的中心轴线、火箭燃烧室的中心轴线以及进气道的中心轴线重合。

3.根据权利要求1或2所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：所述塞式喷管是环喉式塞式喷管、环簇式塞式喷管或瓦状环簇式塞式喷管。

4.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：所述塞锥以及环套均为轴对称结构；所述塞锥的底端至塞锥的尖端是呈曲线平滑过渡；

所述环套的内径从其与筒状外壳的末端的连接端至其另一端逐渐减小，即环套的内壁沿着环套的长度方向逐渐向塞锥延伸。

5.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：超燃燃烧室为一微小扩张的轴对称圆筒结构体，其扩张半角选取为1.5度，超燃燃烧室的长度不小于0.8米；超燃喷管的出口直径为壳体直径D0，超燃喷管的入口直径与超燃燃烧室的出口直径一致。

6.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：在超燃燃烧室的轴向长度方向上的一长度处的内壁面上设置有一圈燃油喷嘴，相邻燃油喷嘴间的间距相等，燃油喷嘴在轴向长度方向上与塞锥尖端的距离是0.3m。

7.根据权利要求6所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：燃油喷嘴采用直流式喷嘴即在超燃燃烧室的内壁面上开设供燃油喷出的小孔。

8.根据权利要求7所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：供燃油喷出的小孔的深度选取为5mm；小孔的直径根据燃油流量确定，计算公式为：

其中，为燃油质量流量，选取为空气流量的0.04倍；c_d为燃油喷嘴的流量系数，对直流式喷嘴来说，流量系数为0.7；n为喷嘴个数；ρ_p为燃油密度；Δp为燃油的喷注压降，取为2～3MPa。

Images