[发明专利]一种火箭基组合动力循环发动机引射火箭T型布局

说明书

技术领域

本发明属于火箭冲压发动机领域,具体地说,涉及一种火箭基组合动力循环发动机引射火箭T型布局。

背景技术

火箭基组合动力循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机具有可重复使用、低成本以及较高的可靠性，被视为最有可能应用于未来天地往返运输系统的推进系统之一。在不同的飞行马赫数下，该发动机在同一流道中以不同的热力循环进行工作，在同一流道中实现了宽范围飞行，爬升阶段分为引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态四种工作模式。流道中的引射火箭在引射模态起到了引射空气、燃料喷注、产生推力以及点火的作用，在亚燃模态、超燃模态下主要起点火和火焰稳定的作用，在纯火箭模态提供推力，因此，引射火箭的布局方式对发动机推力、推力增益以及比冲产生较大影响。火箭基组合动力循环发动机分为轴对称构型和二元结构构型，其中二元结构构型可以充分利用飞行器前体进行预压缩，并为飞行器带来一定的升力，使得飞行器可以水平起飞，目前的研究工作主要集中在二元结构构型。二元结构发动机又分为引射火箭安装在发动机隔离段中心的支板式引射火箭构型和安装在发动机隔离段上方的侧壁式引射火箭构型，中心支板式引射火箭由美国Aerojet公司提出，如文献《The Strutjet Engine:The Overlooked Option For Space Launch》(AIAA95-3124,1995:1～14)，这种引射火箭布局方法的优点为一次流与二次流的剪切面积比较大，有利于提高引射效率，但主支板对流道有较大的壅塞效应，在超燃模态会带来较大的飞行阻力。波音公司提出的A5发动机采用侧壁式引射火箭，如文献《Rocket-Based Combustion Cycle Activities In The Advanced Space Transportation Program Office》(AIAA99-2352,1999:1～9)，随后日本提出的发动机也采用了这种构型，如文献《Aerodynamic Experiment on an Ejector-Jet》(JOURNAL OF PROPULSION AND POWER,Vol.21,No.3,May-June 2005:496～503)，这种引射火箭布局方法的优点是流道通畅、引射火箭与火焰稳定器较好地结合，其缺点为引射火箭性能损失较大，一次流与二次流剪切面积较小，不利于引射效率的提高。

现有的支板式引射火箭布局的隔离段高度与混合段高度相等，全贯穿支板从隔离段上壁面完全贯穿至隔离段下壁面，对流道产生了较大的壅塞效应。现有的侧壁式引射火箭布局的引射火箭布置在隔离段上方，引射火箭湿周长较小导致一次流与二次流接触面积较小，火箭性能损失较大、引射效率较低。

发明内容

为了避免全贯穿支板式引射火箭较大占空比对流道的壅塞效应，给超燃模态带来较大的飞行阻力，同时弥补侧壁式引射火箭较小的一次流与二次流剪切面积较小引射效率较低的不足，本发明提出一种火箭基组合动力循环发动机引射火箭T型布局。

本发明的思路在于:将侧壁引射火箭与半贯穿中心支板引射火箭组合在一起，通过本发明提出的尺寸约束，半贯穿中心支板引射火箭从燃烧室上壁面向燃烧室下壁面半贯穿至一定高度，而不是和现有的全贯穿支板式引射火箭布局一样完全贯穿至隔离段下壁面，降低了占空比减小了对流道的壅塞效应，降低了超燃模态的飞行阻力，同时增大了一次火箭与二次气流流道的湿周长，增大了一次流与二次流接触面积，获得比侧壁式引射火箭更高的引射效率。

本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括中心支板引射火箭和多个侧壁引射火箭,侧壁引射火箭位于半贯穿中心支板引射火箭上方,且依轴向两侧水平对称分布；侧壁引射火箭前部与火箭燃烧室管路相通，中心支板引射火箭通过上部的管路与火箭燃烧室相连通，两组火箭出口截面为隔离段与混合段的分界面；根据总体确定隔离段和混合段入口截面尺寸L₁、L₂和H，半贯穿中心支板引射火箭宽度为L₂，混合段与隔离段高度差为H₁，半贯穿中心支板引射火箭高度为H₂，由L₁、L₂和H来约束H₁和H₂的取值范围；主支板宽度为L₂的全贯穿支板式引射火箭布局方式占空比为L₂/L₁，侧壁式引射火箭布局方式湿周长为L₁；