阅读说明：本技术 一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法 (Starting control method for rocket-based combined cycle engine air inlet ) 是由 石磊 杨一言 赵国军 杨雪 魏祥庚 秦飞 何国强 于 2020-05-01 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法,判断燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值,若是,则将降低内置火箭的质量流率,并减小二次燃料喷注量,以使燃烧室的室内压强降低,当燃烧室的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时,将内置火箭的质量流率提高,并提高二次燃料喷注量,以使燃烧室内的室内压强提高并将燃烧室内的室内压强提高至第一压强阈值,通过改变内置火箭的工作状态,使内置火箭射流半径发生变化,从而调节进气道的实际等效内收缩比,同时燃烧室压力由于燃料流量减小而相应减小,也可以通过利用内置火箭高速射流对低能边界层的吹扫作用,以此来抑制进气道不起动。(The invention provides a starting control method of a rocket-based combined cycle engine air inlet, which judges whether the indoor pressure of a combustion chamber is greater than a first pressure threshold and less than or equal to a second pressure threshold, if so, reduces the mass flow rate of a built-in rocket, reduces the injection amount of secondary fuel to reduce the indoor pressure of the combustion chamber, improves the mass flow rate of the built-in rocket and improves the injection amount of the secondary fuel to improve the indoor pressure in the combustion chamber and improve the indoor pressure in the combustion chamber to the first pressure threshold when the indoor pressure of the combustion chamber is reduced to be less than the first pressure threshold, changes the working state of the built-in rocket to change the radius of the built-in jet so as to adjust the actual equivalent internal contraction ratio of the rocket, simultaneously reduces the pressure of the combustion chamber correspondingly due to the reduction of the fuel flow, and also can sweep a low-energy boundary layer by utilizing the built-in rocket with high-speed jet, thereby suppressing the intake duct from not starting.)

一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法

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。在设计RBCC动力系统时，研究人员都希望进气道起动点和发动机引射/亚燃模态过渡点对应的马赫数尽可能低，以便获得宽兼容性，提高发动机整体性能。当进气道刚刚起动后，其抗反压能力较弱，加之发动机又要尽快完成模态过渡，工作参数和状态变化剧烈，进气道容易受到内置火箭射流、燃烧室压力等的强扰动而陷入不起动状态。进气道不起动会严重影响RBCC发动机在冲压模态的正常工作，从而导致发动机性能的大幅下降甚至飞行任务失败。针对进气道由于受到某些强扰动而濒临不起动的极端情况，制定合理的预警机制，及时发现并有效抑制进气道不起动，从而保证发动机始终处于正常稳定的工作状态，对于整体飞行任务的完成有着非常重要的作用。由于RBCC进气道与内置火箭耦合关系密切，因此如何利用调节内置火箭的状态方法来改变进气道以及整个RBCC发动机的工作状态从而抑制进气道不起动，是保证RBCC发动机正常运行的关键技术。

目前，大多数公开资料中主要针对常规超声速进气道的起动性能进行了研究。由于常规冲压发动机不受内置火箭的影响，快速抑制其进气道不起动的方法主要是快速减小燃烧室燃料喷注从而减小燃烧室压强，以及调节飞行器飞行姿势等。但是考虑到RBCC发动机中内置火箭对整个发动机状态性能的重要影响，目前仅由减小燃烧室压强进行调节的方法调节能力有限，火箭基组合循环发动机在冲压模态下工作时会出现进气道不起动的问题，若进气道不起动会导致空气捕获量急剧下降，会影响到发动机的正常工作，从而严重削弱发动机整体性能，其中，若通过使用进气道变结构、燃料喷注调节、飞行姿态调整等方式，可调节范围较小，不能灵活满足RBCC进气道出现不起动极端情况预警时对其迅速抑制的需求，再者，采用不合理的进气道变几何方式，会出现比较严重的机械密封和高温动密封问题，导致方案机械实现性较差，甚或需要辅助更多的气动调节手段，导致结构质量大大增加。

因此如何通过调节内置火箭状态而抑制进气道不起动的方法，与飞行姿态调节配合，有效提高抑制进气道不起动的调控能力是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

发明内容

为实现上述目的，本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，该火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法应用于火箭基组合发动机，所述火箭基组合发动机包括：进气道、隔离段、燃烧室和内置火箭，其中：

所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室依序连接，气流由所述进气道流入，经由所述隔离段并在所述燃烧室内工作后由所述燃烧室末端向外排放；

判断所述燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将所述内置火箭的质量流率降低至0.20kg/s，并减小二次燃料喷注量，以使所述燃烧室的室内压强进行降低，当所述燃烧室的室内压强进行降低至小于所述第一压强阈值时，将所述内置火箭的质量流率提高至0.30kg/s-0.35kg/s，并提高二次燃料喷注量，以使所述燃烧室内的室内压强提高并将所述燃烧室内的室内压强提高至所述第一压强阈值，其中，所述第一压强阈值的范围为0.130MPa-0.140MPa，所述第二压强阈值的范围为0.145MPa-0.155MPa。

进一步地，通过降低所述内置火箭的燃料氧化剂供应量以降低所述内置火箭的质量流率。

进一步地，所述进气道为混压式进气道。

进一步地，所述内置火箭位于所述隔离段出口处且置于所述隔离段的侧面。

进一步地，所述内置火箭为液体燃料火箭。

与相关技术相比，本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，该火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法应用于火箭基组合发动机，火箭基组合发动机包括：进气道、隔离段、燃烧室和内置火箭，其中：进气道、隔离段、燃烧室依序连接，气流由进气道流入，经由隔离段并在燃烧室内工作后由燃烧室末端向外排放，判断燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将降低内置火箭的质量流率，并减小二次燃料喷注量，以使燃烧室的室内压强进行降低，当燃烧室的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时，将内置火箭的质量流率提高，并提高二次燃料喷注量，以使燃烧室内的室内压强提高并将燃烧室内的室内压强提高至第一压强阈值，本申请通过改变内置火箭的工作状态，使内置火箭射流半径发生变化，从而调节进气道的实际等效内收缩比，同时燃烧室压力由于燃料流量减小而相应减小，以此来抑制进气道不起动，有效提高抑制进气道不起动的调控能力，提高火箭基组合发动机的工作性能。

附图说明

图1为本发明实施例中火箭基组合发动机的结构示意图；

图2为本发明实施例中火箭基组合发动机的另一结构示意图；

图3为正常工作状态下燃烧室压强突然增大后激波串前移至隔离段平均马赫数开始明显下降(即进气道不起动紧急预警)时的马赫数云图。

图4为通过减小内置火箭质量流率和降低燃烧室压强的方式抑制不起动的马赫数云图。

图5为通过提高内置火箭质量流率并恢复燃烧室压强的方式抑制不起动的马赫数云图。

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1-5所示，本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，该火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法应用于火箭基组合发动机，火箭基组合发动机包括：进气道1、隔离段2、燃烧室3和内置火箭4。

进气道1、隔离段2、燃烧室3依序连接，气流由进气道1流入，经由隔离段2并在燃烧室3内工作后由燃烧室3末端向外排放；内置火箭4位于隔离段2出口处且置于隔离段2的侧面，内置火箭4与燃烧室3相连通并由容纳于燃烧室3内的燃料向内置火箭4提供燃烧能量。进气道1为二元混压式进气道1。内置火箭4为液体燃料火箭。

在本实施例中，以进气道喉部马赫数是否大于1作为判断进气道是否起动的依据，当进气道喉部马赫数大于1时，确定进气道1起动，当进气道喉部马赫数小于1时，确定进气道1为未起动状态。

请参考图3所示，当燃烧室3的室内压强从0.135MPa增大到0.15MPa时，可以从图3中的马赫数云图看出内部激波串的位置发生前移，以隔离段2出口平面马赫数开始明显下降作为进气道1不起动紧急预警。此时若不采取任何措施，激波串将继续前移，直至移出进气道1，在进气道前形成弓形激波。

为了减小进气道不起动对飞行器整体性能的影响，需要在进气道不起动紧急预警时就采取措施，从而有效抑制进气道的不起动。

在本实施例中，判断燃烧室3的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将内置火箭4的质量流率降低至0.20kg/s，并适当减小二次燃料喷注量，以使燃烧室3的室内压强进行降低。在进气道不起动紧急预警发生时，采取减少内置火箭4的燃料氧化剂供应降低其质量流率，当内置火箭4的质量流率下降到0.2kg/s、燃烧室3压力下降为0.1MPa时，进气道1喉部马赫数恢复至大于1的状态，如图4所示。当隔离段2出口平均马赫数也趋于稳定时。

当燃烧室3的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时，将内置火箭4的质量流率提高至0.30kg/s-0.35kg/s，并适当提高二次燃料喷注量，以使燃烧室3内的室内压强提高并将燃烧室3内的室内压强提高至第一压强阈值，其中，第一压强阈值的范围为0.130MPa-0.140MPa，第二压强阈值的范围为0.145MPa-0.155MPa。再次恢复到正常工作状态(内置火箭质量流率0.3kg/s、燃烧室反压0.135MPa)如图5所示，进气道不起动得到抑制。

本实例中，也可以通过利用内置火箭高速射流对低能边界层的吹扫作用，保持燃烧室压强不变或适当降低，直接提高内置火箭质量流量的方式抑制进气道的不起动。本实例中，在进气道不起动紧急预警发生时，将内置火箭流量由正常工作状态的0.3kg/s提高到0.33kg/s，同时使燃烧室压强恢复到正常工作时的0.135MPa。

需要说明的是，本实例中也可以通过利用内置火箭高速射流对低能边界层的吹扫作用，保持燃烧室压强不变或适当降低，直接提高内置火箭质量流量的方式抑制进气道的不起动。

综上所述，本发明提供一种火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法，该火箭基组合循环发动机进气道的起动控制方法应用于火箭基组合发动机，火箭基组合发动机包括：进气道、隔离段、燃烧室和内置火箭，其中：进气道、隔离段、燃烧室依序连接，气流由进气道流入，经由隔离段并在燃烧室内工作后由燃烧室末端向外排放，判断燃烧室的室内压强是否大于第一压强阈值且小于或等于第二压强阈值，若是，则将降低内置火箭的质量流率，并减小二次燃料喷注量，以使燃烧室的室内压强进行降低，当燃烧室的室内压强进行降低至小于第一压强阈值时，将内置火箭的质量流率提高，并提高二次燃料喷注量，以使燃烧室内的室内压强提高并将燃烧室内的室内压强提高至第一压强阈值，本申请通过改变内置火箭的工作状态，使内置火箭射流半径发生变化，从而调节进气道的实际等效内收缩比，同时燃烧室压力由于燃料流量减小而相应减小，以此来抑制进气道不起动，有效提高抑制进气道不起动的调控能力，提高火箭基组合发动机的工作性能。

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。