一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置
阅读说明：本技术 一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置 (Variable combustion chamber throat device for rocket-based combined power cycle engine ) 是由 叶进颖 胡雷 潘宏亮 朱韶华 魏祥庚 秦飞 于 2021-08-26 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置,包括：燃烧室喉道段、喉道堵块和驱动系统；燃烧室喉道段,为一壳体围成的腔体结构,其上端及左端进口端和右端出口端均为敞口状。喉道堵块位于燃烧室喉道段的上端敞口处,且水平板体覆盖于燃烧室喉道段的上端敞口,水平板体的右端与燃烧室喉道段的内侧壁铰接连接；驱动系统,其与水平板体的顶部相连接,其将驱动力作用于水平板体上,带动水平板体以铰接端为固定端,向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转。该可变燃烧室喉道装置采用机械联动装置改变RBCC发动机燃烧室的喉道结构,只需要调节燃烧室喉道堵块上下转动的角度,调节的部件相对较少,其所需要的密封较简单。(The invention discloses a variable combustion chamber throat device for a rocket-based combined power cycle engine, which comprises: a combustion chamber throat section, a throat block and a driving system; the combustion chamber throat section is a cavity structure enclosed by a shell, and the upper end, the left end inlet end and the right end outlet end of the combustion chamber throat section are both open. The throat block is positioned at an opening at the upper end of the throat section of the combustion chamber, the horizontal plate body covers the opening at the upper end of the throat section of the combustion chamber, and the right end of the horizontal plate body is hinged with the inner side wall of the throat section of the combustion chamber; and the driving system is connected with the top of the horizontal plate body, and applies driving force to the horizontal plate body to drive the horizontal plate body to rotate towards the cavity far away from or close to the throat section of the combustion chamber by taking the hinged end as a fixed end. The throat structure of the combustion chamber of the RBCC engine is changed by adopting a mechanical linkage device, only the angle of the throat block of the combustion chamber rotating up and down needs to be adjusted, the number of the adjusted parts is relatively small, and the required sealing is simpler.)
技术领域
本发明属于火箭基组合动力循环燃烧室技术领域，具体涉及一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置。
背景技术
火箭基组合动力循环(Rocket-Based-Combined-Cycle，RBCC)发动机是指将火箭与双模态冲压发动机有机结合，利用大气中的氧气，使吸入的空气与火箭发动机工作过程相互作用，产生推力增益的组合循环动力系统，具有可重复使用、宽速域多任务工作等特点。
RBCC发动机若要在宽速域范围内高效工作，采用固定结构无法满足全弹道高性能的要求，如在引射和亚燃模态，燃烧室流道一般采用收敛加扩张结构来满足燃烧室的高效燃烧，但随着飞行马赫数提高，燃烧室内加热比逐渐降低，需要相应减小燃烧室扩张比以使得不同飞行马赫数下均有较高的发动机性能，而固定结构RBCC发动机燃烧室扩张比是不变的。因此，变结构燃烧室可解决这个问题，针对变结构燃烧室在国内已经有不少研究，然而，现采用的变结构方案中可动部件多，对密封、加工、控制等方面有较高的要求。
发明内容
本发明的目的是提供一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，采用机械联动装置改变RBCC发动机燃烧室的喉道结构，只需要调节燃烧室喉道堵块上下转动的角度，调节的部件相对较少，其所需要的密封较简单。
本发明采用以下技术方案：本发明一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，包括：燃烧室喉道段、喉道堵块和驱动系统；燃烧室喉道段，为一壳体围成的腔体结构，其上端及左端进口端和右端出口端均为敞口状。
上述喉道堵块包括水平板体、弧形立板和两个扇形板体；两个扇形板体竖直设置于水平板体的前后两端，走向与水平板体的走向相一致，且长度相同；且两个扇形板体的尖端位于水平板体的右端，弧形立板竖直设置于水平板体的左端，其左外侧壁的弧度与两个扇形板体的弧面的弧度相一致；
喉道堵块位于燃烧室喉道段的上端敞口处，且水平板体覆盖于燃烧室喉道段的上端敞口，水平板体的右端与燃烧室喉道段的内侧壁铰接连接；
驱动系统，其与水平板体的顶部相连接，其将驱动力作用于水平板体上，带动水平板体以铰接端为固定端，向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转；在旋转过程中，水平板体作为燃烧室喉道段的顶板，弧形立板贴于燃烧室喉道段左端，水平板体、弧形立板和燃烧室喉道段间形成大小可变的腔体。
进一步地，该驱动系统包括电动缸、底板和连接杆；底板，为一板体，水平设置于喉道堵块的上方，在板体上沿其左右走向开设有一长条形开孔；
连接杆沿左右方向倾斜设置，其下端与水平板体靠左侧端相连接，其上端连接有一水平设置的支撑滑块，在支撑滑块上连接有一开口向上的U形支撑座，U形支撑座竖直向上穿过长条形开孔，U形支撑座与电动缸的推杆相连接；推杆拉动U形支撑座沿长条形开孔左右滑动，以带动喉道堵块向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转转动。
进一步地，在底板的底部，且位于条形开孔的前后两侧各设置有一梯形滑板，各梯形滑板的位于条形开孔侧的侧壁由下到上为向前后外侧倾斜的倾斜面；支撑滑块的前后侧壁由下到上为向前后内侧倾斜的倾斜面，与梯形滑板的侧壁相贴合，并沿梯形滑板的侧壁左右滑动。
进一步地，在底板的左右两端均设置有底座6，底座6设置于燃烧室喉道段左右端的连接块上；各连接块设置于燃烧室喉道段的顶部的左右两端，且均前后跨越腔体。
进一步地，在水平板体的右端均一体连接有一板体，且板体的前后的端部均为柱状体，在各柱状体上均设置有铰链，用于与燃烧室喉道段的前后内侧壁铰接。
进一步地，在燃烧室喉道段的前后两侧板的内壁上均开设有密封槽，各密封槽的走向与侧板的走向相一致；在前后两侧板的内壁上，且位于各密封槽的上方开设有与其走向相一致的润滑油腔；在左右端的连接块的内侧侧壁上，且沿其走向开设有密封槽，在其内侧侧壁上，且位于各密封槽的上方开设有与其走向相一致的润滑油腔，各所述密封槽均顺次相连通，各所述润滑油腔均顺次相连通。
本发明还公开了一种RBCC发动机，包括上述的一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，还包括燃烧室段和支板火箭段，燃烧室喉道段的左端在轴向上依次与燃烧室段和支板火箭段相连接。
本发明的有益效果是：1.通过喉道堵块的转动改变燃烧室喉道的结构，从而改变燃烧室喉道的面积，所需部件少。2.采用电动缸驱动连接杆，连接杆带动喉道堵块，实现精密控制燃烧室喉道堵块的转动，方便高效。3.可实现RBCC发动机在2-7Ma的飞行过程燃烧室喉道的连续调节，不仅能使RBCC发动机燃烧室结构匹配不同的模态，使燃烧室处于最佳工作状态，而且可使RBCC发动机在模态转变过程中的平稳工作。4.使RBCC发动机具有宽速域高效工作的能力。
附图说明
图1为用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置的结构示意图；
图2为用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置的内部结构示意图；
图3为本发明中喉道堵块和驱动系统的结构示意图；
图4为本发明中驱动系统的部分部件的结构示意图；
图5为燃烧室喉道腔体密封示意图；
图6为安装有本发明中可变燃烧室喉道装置的RBCC发动机结构示意图。
其中：1.驱动系统；1-1.电动缸；1-3.推杆；2.连接杆；3.燃烧室喉道段；5.底板；5-1.条形开孔；7.连接块；9.梯形滑板；11.喉道堵块；11-1.水平板体；11-2.弧形立板；11-3.扇形板体；12.连接件；13.铰链；14.支板火箭段；15.燃烧室段；19.润滑油腔；20.密封槽；22.支撑滑块；23.U形支撑座。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，如图1所示，包括：燃烧室喉道段3、喉道堵块11和驱动系统1；燃烧室喉道段3，为一壳体围成的腔体结构，其上端及左端进口端和右端出口端均为敞口状。
如图2和3所示，上述喉道堵块11包括水平板体11-1、弧形立板11-2和两个扇形板体11-3；两个扇形板体11-3竖直设置于水平板体11-1的前后两端，走向与水平板体11-1的走向相一致，且长度相同；且两个扇形板体11-3的尖端位于水平板体11-1的右端，弧形立板11-2竖直设置于水平板体11-1的左端，其左外侧壁的弧度与两个扇形板体11-3的弧面的弧度相一致。喉道堵块11位于燃烧室喉道段3的上端敞口处，且水平板体11-1覆盖于燃烧室喉道段3的上端敞口，水平板体11-1的右端与燃烧室喉道段3的内侧壁铰接连接。
为向喉道堵块11提供动力，故设置驱动系统1，其与水平板体11-1的顶部相连接，其将驱动力作用于水平板体11-1上，带动水平板体11-1以铰接端为固定端，向远离或者靠近燃烧室喉道段3的腔体内旋转；在旋转过程中，水平板体11-1作为燃烧室喉道段3的顶板，弧形立板11-2贴于所述燃烧室喉道段3左端，所述水平板体11-1、弧形立板11-2和燃烧室喉道段3间形成大小可变的腔体。
具体地，上述驱动系统1包括电动缸1-1、底板5和连接杆2；底板5，为一板体，水平设置于喉道堵块11的上方，在板体上沿其左右走向开设有一长条形开孔5-1；连接杆2沿左右方向倾斜设置，其下端与水平板体11-1靠左侧端相连接，其上端连接有一水平设置的支撑滑块22，在支撑滑块22上连接有一开口向上的U形支撑座23，U形支撑座23竖直向上穿过长条形开孔5-1，U形支撑座23与电动缸1-1的推杆1-3相连接；推杆1-3拉动U形支撑座23沿长条形开孔5-1左右滑动，以带动喉道堵块11向远离或者靠近燃烧室喉道段3的腔体内旋转转动。
如图4所示，上述支撑滑块22在长条形开孔5-1内左右滑动时，为使其稳固，在底板2的底部，紧贴于底板2的壁面，且位于条形开孔5-1的前后两侧各设置有一梯形滑板9，各梯形滑板9的位于条形开孔5-1侧的侧壁由下到上为向前后外侧倾斜的倾斜面；支撑滑块22的前后侧壁由下到上为向前后内侧倾斜的倾斜面，与梯形滑板9的侧壁相贴合，并沿梯形滑板9的侧壁左右滑动。
上述底板5水平设置，并放置于燃烧室喉道段3上，故在底板5的左右两端均设置有底座6，底座6为竖直向下的立板，底座6设置于燃烧室喉道段3左右端的连接块7上；各连接块7设置于燃烧室喉道段3的顶部的左右两端，且均前后跨越腔体。
在水平板体11-1的右端均一体连接有一板体，且板体的前后的端部均为柱状体，在各柱状体上均设置有铰链13，用于与燃烧室喉道段3的前后内侧壁铰接。
如图5所示，在燃烧室喉道段3的前后两侧板的内壁上均开设有密封槽20，各密封槽20的走向与侧板的走向相一致；在前后两侧板的内壁上，且位于各密封槽20的上方开设有与其走向相一致的润滑油腔19；在左右端的连接块7的内侧侧壁上，且沿其走向开设有密封槽20，在其内侧侧壁上，且位于各密封槽的上方开设有与其走向相一致的润滑油腔19。密封槽20内填充柔性材料实现密封，开设润滑油腔19实现喉道堵块11在移动过程中的润滑作用。各密封槽20均顺次相连通，各润滑油腔19均顺次相连通。
本发明还公开了一种RBCC发动机，如图6所示，还包括燃烧室段15和支板火箭段14燃烧室喉道段3的左端在轴向上依次与燃烧室段15和支板火箭段14相连接。
本实施例中的一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置的工作过程如下：首先电动缸1-1的推杆1-3带动连接杆2，并通过连接杆2将平动转为喉道堵块11一定范围的上下转动，从而使燃烧室喉道段3的结构发生改变。随着飞行马赫数由低向高逐渐增加，喉道堵块11逐渐朝向燃烧室喉道段3的腔体内转动，使得燃烧室喉道面积逐渐减小，匹配不同来流条件下的燃烧室喉道大小。当燃烧室工作在同一马赫数条件下，随着燃料当量比的逐渐减小，燃烧室内释热量随之逐渐减小，喉道堵块11同样朝向燃烧室喉道段3的腔体内转动，使得燃烧室喉道面积逐渐减小，匹配同一来流条件下不同燃料当量比条件的燃烧室喉道大小。
本发明中的一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置可以满足宽来流范围Ma2-7对燃烧室喉道变化的需求。
在U形支撑座23位于长条形开孔5-1的最右端时，对应Ma2来流时燃烧室15最大喉道面积。当发动机均工作在当量比1时，Ma2-7喉道高度分别为3.0H、2.4H、2.0H、1.6H、1.2H。当来流马赫数升高到3时，电动缸1-1的推杆1-3带动U形支撑座23向左运动，带动喉道堵块11向燃烧室喉道段3的腔体内转动，使燃烧室喉道段3的结构发生改变，喉道高度从3.0H变为2.5H。随着飞行马赫数由低向高逐渐增加，喉道堵块11继续向燃烧室喉道段3的腔体内转动，使得燃烧室喉道段3内的面积逐渐减小，匹配更高来流条件下的燃烧室扩张比，该装置分别可以调至Ma2-7所对应的燃烧室喉道段3内的面积。并且在同一来流条件下，当燃料当量比在1到0.6范围变化时，燃烧室喉道堵块11也可调节与之匹配，具体与调节匹配马赫数一样。
采用本发明中的RBCC发动机进行如下实验，其中燃烧室段15等宽，燃烧室喉道段3的高度是燃烧室入口高度的3倍，H为燃烧室入口高度。
当发动机在Ma2来流下工作，模拟的空气流量为2.8kg/s，总压约为0.3MP，总温400K，当量比为1，此时喉道高度3H。当量比由1-0.6减少时，喉道高度则由3H-2.5H降低，喉道堵块11朝向燃烧室喉道段3内转动角度从0度到5度。
当发动机在Ma3来流下工作，模拟的空气流量为4.7kg/s，总压约为0.6MP，总温606K，当量比为1，此时喉道高度为2.5H。当量比由1-0.6减少时，喉道高度则由2.4H-2.0H降低，喉道堵块11向燃烧室喉道段3内转动角度从6度到10度。
当发动机在Ma4来流下工作，模拟的空气流量为4.0kg/s，总压约为0.9MP，总温900K，当量比为1，此时喉道高度为2.0H。当量比由1-0.6减少时，喉道高度则由2.0H-1.6H降低，喉道堵块11向燃烧室喉道段3内转动角度从10度到14度。
当发动机在Ma5来流下工作，模拟的空气流量为3.6kg/s，总压约为1.2MP，总温1300K，当量比为1，此时喉道高度为1.6H。当量比由1-0.6减少时，喉道高度则由1.6H-1.4H降低，喉道堵块11向燃烧室喉道段3内转动角度从14度到16度。
当发动机在Ma6-7来流下工作，模拟的空气流量为3.3kg/s，总压约为1.4MP，总温1650K，当量比为1，此时喉道高度为1.4H。当量比由1-0.6减少时，喉道高度则由1.2H-1.0H降低，喉道堵块11向燃烧室喉道段3内转动角度从16度到20度。
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