阅读说明：本技术 一种大尺度多级火箭基组合循环发动机 (Large-scale multi-stage rocket-based combined cycle engine ) 是由 石磊 杨一言 杨雪 赵国军 魏祥庚 秦飞 何国强 于 2020-05-01 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种大尺度多级火箭基组合循环发动机,包括进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、第二火箭单元和第三火箭单元,气流由进气道流入经由隔离流道、燃烧室后由尾喷管向外排放；隔离流道为圆柱状,隔离流道沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同,由隔离流道用于将自进气道所流入的气流进行减速和增压；尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状,由尾喷管提高所流出的气流流速,由此所设置的隔离流道将进气道与燃烧室进行稳定隔离布设,并使气流再经过进气道后在隔离流道内减速增压,防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率,提高进气道与火箭机组单元的匹配稳定性。(The invention provides a large-scale multi-stage rocket-based combined cycle engine which comprises an air inlet channel, an isolation section, a first-stage combustion chamber, a second-stage combustion chamber, a tail nozzle, a first rocket unit, a second rocket unit and a third rocket unit, wherein air flow flows into the isolation flow channel from the air inlet channel, passes through the combustion chamber and is discharged outwards through the tail nozzle; the isolation flow channel is cylindrical, the outer diameters of vertical sections of the isolation flow channel in the axial direction are the same, and the isolation flow channel is used for decelerating and boosting airflow flowing in from the air inlet channel; the tail nozzle is flaring form along the direction of the outflow of air current, improves the air current velocity of flow that flows by the tail nozzle, and the isolation runner that sets up from this is kept apart intake duct and combustion chamber and is laid stably to make the air current pass through behind the intake duct in keeping apart the runner speed reduction pressure boost, prevent that the air current from taking place great air current fluctuation and then influencing combustion efficiency at the air inlet section, improve the matching stability of intake duct and rocket unit.)

一种大尺度多级火箭基组合循环发动机

技术领域

本发明涉及吸气式组合推进系统领域，特别涉及一种大尺度多级火箭基组合循环发动机。

背景技术

火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle，缩写为RBCC)发动机将高推重比的火箭发动机以及高比冲的吸气式冲压发动机有机集成于同一流道内，可兼容引射、亚燃、超燃以及纯火箭模态，实现宽速域和大空域的高性能工作。如何保证同一台发动机在如此宽的马赫数范围内实现各个模态的良好工作，以及不同模态间的平稳过渡，是决定RBCC发动机能否成功的关键。这其中，RBCC发动机采用的构型和工作方式又起到决定性的作用。尤其是如何保证火箭布局与冲压发动机流道布局的合理匹配是研究中的关键技术所在。

目前，常用的RBCC发动机结构方案为“可变几何进气道+中置/侧置火箭或液体燃料喷注+固定几何第二级燃烧室+可变几何尾喷管”，且多针对小尺度的原理级方案或样机开展相关研究。而作为未来空天运输、临近空间发射平台等的潜在动力系统，大尺度的RBCC发动机是必然的发展趋势。当RBCC发动机的尺度大幅增大以后，燃烧室的燃料喷注和燃烧组织难度将急剧增大。为了解决这些问题，如果仍然采用传统的液体燃料喷注方式，由于受到燃料喷注穿透深度有限等问题的限制，必须加入大量燃料支板等燃烧辅助增强装置，但这将导致发动机的结构质量、结构复杂度、热防护难度以及发动机流道内阻等的大幅增加。

针对大尺度RBCC发动机设计应用中的这些问题，提出了本发明的方案，本发明中RBCC发动机燃烧室结构比较简单，避免了二次燃料喷注和相应的燃烧辅助增强装置等，热防护难度相对较小，流道湿面积和内阻也较小。

发明内容

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是：如何提供一种可降低燃烧室结构复杂度并保证燃烧室内稳定燃烧的大尺度多级火箭基组合循环发动机。

为实现上述目的，本发明提供一种大尺度多级火箭基组合循环发动机，包括：进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、第二火箭单元和第三火箭单元，其中：

所述进气道、所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室和所述尾喷管依序连接，气流由所述进气道流入，经由所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室后由所述尾喷管向外排放；

所述第一火箭单元设置于所述隔离段与所述第一级燃烧室的连接处，所述第二火箭单元设置于所述第一级燃烧室与所述第二级燃烧室的连接处，所述第三火箭单元设置于所述第二级燃烧室和所述尾喷管的连接处；

所述第一级燃烧室为圆柱状，所述第一级燃烧室沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同或有较小角度逐渐增加，主要用于完成引射模态下火箭射流与引射空气之间的快速掺混，以及超燃模态下的高效燃烧；

所述尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由所述尾喷管提高所流出的气流流速。

进一步地，所述进气道、所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室和所述尾喷管之间通过法兰连接或焊接连接。

进一步地，所述进气道为变结构进气道。

进一步地，所述第一火箭单元用于将气流由所述进气道向所述第一级燃烧室或所述第二级燃烧室内引入。

进一步地，所述第二火箭单元用于为所述第二级燃烧室提供燃气。

进一步地，所述第一火箭单元、第二火箭单元和第三火箭单元为液体燃料火箭。

进一步地，所述第二级燃烧室沿气流喷射方向上的长度尺寸的范围为500-800mm，所述第二级燃烧室的顶壁面沿气流喷射方向上的斜度的范围为(1:14)-(1:10)。

进一步地，所述进气道的捕获面积大于或等于0.5m²。

与相关技术相比，本发明提供一种大尺度多级火箭基组合循环发动机，包括进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、第二火箭单元和第三火箭单元，进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和尾喷管依序连接，气流由进气道流入经由隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室后由尾喷管向外排放；进气道用于将自进气道所流入的气流进行减速和增压；隔离段将进气道与第一级燃烧室进行稳定隔离布设，容纳燃烧室压力作用下形成的预燃激波串，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，提高进气道与火箭机组单元的匹配稳定性；第一级燃烧室为圆柱状，第一级燃烧室沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同或有较小角度逐渐增加；尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由尾喷管提高所流出的气流流速。

附图说明

图1为本发明实施例中大尺度多级火箭基组合循环发动机在引射模态的沿竖直方向的截面示意图；

图2为本发明实施例中大尺度多级火箭基组合循环发动机在亚燃/超燃模态的沿竖直方向的截面示意图；

图3为本发明实施例中大尺度多级火箭基组合循环发动机的结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明做进一步详细说明。

请参见图1-3所示，本发明提供一种大尺度多级火箭基组合循环发动机，包括进气道11、隔离段12、第一级燃烧室13、第二级燃烧室14、尾喷管15、第一火箭单元21、第二火箭单元22和第三火箭单元23。

进气道11、隔离段12、第一级燃烧室13、第二级燃烧室14和尾喷管15依序连接，具体地，进气道11、隔离段12、第一级燃烧室13、第二级燃烧室14和尾喷管15之间通过法兰连接或焊接连接。气流由进气道11流入经由隔离段12、第一级燃烧室13、第二级燃烧室14后由尾喷管15向外排放，气流的流出方向请参考图1中A向所示。

进气道11为变几何进气道，其作用在于提高进入的高速来流的静温与静压并同时降低来流速度，其在引射模态下工作状态如图1所示；在亚燃/超燃模态下工作状态如图2所示。采用变几何进气道，引射模态采用双通道构型，收缩比的范围在2～4，保证小收缩比和大的喉道面积，保证更大的空气引射量和更优的起动能力；亚燃和超燃模态采用单通道构型，收缩比大于6，通过大的收缩比提供对来流足够的压缩能力。

进气道11的捕获面积大于或等于0.5m²，以使得第二级燃烧室14不采用二次燃料喷注，全部依靠内置火箭在氧化剂含量(氧化剂/燃料混合比)低时燃料发生不完全燃烧而产生的富燃羽流与进气道吸入的空气中的氧气发生二次燃烧形成推力。

所设置的隔离段12将进气道11与第一级燃烧室13进行稳定隔离布设，容纳燃烧室压力作用下形成的预燃激波串，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，可使得使进入第一级燃烧室13和第二级燃烧室14的空气更加适合与第一火箭单元21和第二火箭单元22提供的富燃羽流进行燃烧。

第一级燃烧室13为圆柱状，第一级燃烧室13沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同或有较小角度(其角度的范围为0.5°～1°)逐渐增加。

进一步地，第二级燃烧室14沿气流喷射方向上的长度尺寸的范围为500-800mm，第二级燃烧室14的顶壁面沿气流喷射方向上(参考图1中A向所示)的斜度的范围为(1:14)-(1:10)，其中，第二级燃烧室14的顶壁面是指沿竖直方向(参考图1中B向所示)的截面的顶部壁面。

尾喷管15沿气流的流出的方向(参考图1中A向所示)呈扩口状，由尾喷管15提高所流出的气流流速。

第一火箭单元21、第二火箭单元22和第三火箭单元23为液体燃料火箭，其工作流量大小通过调节燃料供给的流量进行控制。

第一火箭单元21设置于隔离段12与第一级燃烧室13的连接处，第一火箭单元21喷管方向与进气道来流平行，在引射模态下以当量比状态工作，主要起到抽吸引入来流空气的作用，为燃烧室的燃烧组织提供足够的氧气；在亚燃模态下可以关闭，也可以以小流量富燃状态工作，起到点火稳定燃烧的作用；在超燃模态下以富燃状态工作，为燃烧组织提供所需流量额的富燃气体；在亚燃模态和超燃模态下还可以以大流量状态工作，起到提高发动机推力、提升飞行器加速能力和机动性的作用。

第二火箭单元22设置于第一级燃烧室13与第二级燃烧室14的连接处，第二火箭单元22以富燃状态按照所需流量工作，其主要作用为在引射和亚燃模态下为第二级燃烧室14提供二次燃烧所需富燃气体，其喷管方向偏向流道内角度较大(与燃烧室轴线夹角的范围为45°～60°)，便于加强火箭富燃燃气与来流空气的掺混，增强燃烧效率。

第三火箭单元23设置于第二级燃烧室14和尾喷管15的连接处。第三火箭单元23以化学当量比工作，即火箭内氧化剂与燃料完全反应，其燃气不再与空气继续燃烧，而是通过高压射流改变流道气动型面，从而形成气动喷管的作用，其喷管方向偏向流道内，角度相对与第二火箭单元22较小，本实例选取30°。

具体地，第一火箭单元21、第二火箭单元22和第三火箭单元23不同工作模态下以不同的状态互相配合工作，采用多组不同位置的不同火箭单元，通过不同状态的内置火箭组合，依次起到引射、提供富燃燃气产生推力、形成气动喉道的作用实现与组合发动机各个模态工作需求相匹配。

具体地，在引射模态下，第一火箭单元21以大流量当量比状态工作，主要起到引射空气的作用；第二火箭单元22以大流量富燃状态工作，提供燃烧所需的燃料；第三火箭单元23以大流量当量比状态工作，起到气动喉道生成作用；

在亚燃模态下，第一火箭单元21以小流量富燃或关闭状态工作，起到点火稳焰火炬作用；第二火箭单元22以大流量富燃状态工作，提供燃烧所需的燃料；第三火箭单元23以大流量状态工作，起到气动喉道生成作用。气动喉道由第三火箭单元23的羽流形成，第二级燃烧室内的高温高压燃气在亚声速状态下经过第三火箭单元23羽流的压缩加速到声速，再由尾喷管扩张段继续加速到超声速；

在超燃状态下，第一火箭单元21以大流量或小流量富燃状态工作，提供燃烧所需的部分燃料；第二火箭单元22以大流量富燃状态工作，提供燃烧所需的另外一部分燃料；超燃模态下第二级燃烧室内燃气在超声速流动下进行燃烧，因此在进入尾喷管时不需要第三火箭单元23形成的气动喉道的压缩，而是直接经扩张喷管喷出，因此第三火箭单元23以小流量或关闭状态工作。

在引射、亚燃、超燃不同工作状态下，第二火箭单元22均产生富燃羽流，富燃羽流在第二级燃烧室14中二次燃烧形成推力；第三火箭单元23均以化学当量比状态工作，形成气动喉道并同时产生推力。

综上所述，本发明提供一种大尺度多级火箭基组合循环发动机，包括进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、第二火箭单元和第三火箭单元，进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和尾喷管依序连接，气流由进气道流入经由隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室后由尾喷管向外排放；隔离段用于将自进气道所流入的气流进行减速和增压；第一级燃烧室为圆柱状，第一级燃烧室沿其轴线方向上的竖直截面的外径尺寸相同或有较小角度逐渐增加；尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由尾喷管提高所流出的气流流速，由此所设置的隔离段将进气道与第一级燃烧室进行稳定隔离布设，并使气流再经过进气道后在第一级燃烧室内减速增压，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，提高进气道与火箭机组单元的匹配稳定性，所设置的第一火箭单元21、第二火箭单元22和第三火箭单元23不同工作模态下以不同的状态互相配合工作，采用多组不同位置的不同火箭单元，通过不同状态的内置火箭组合，依次起到引射、提供富燃燃气产生推力、形成气动喉道的作用实现与组合发动机各个模态工作需求相匹配。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。