一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)領(lǐng)域，具體地說(shuō)，涉及一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng) 機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道。
【背景技術(shù)】
[0002] 火箭基組合循環(huán)（Rocket-Based-Combined-Cycle, RBCC)發(fā)動(dòng)機(jī)將火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和 吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)有機(jī)結(jié)合在一個(gè)流道中，通過(guò)模態(tài)切換，在不同的飛行馬赫數(shù)和高度時(shí)均能 以最優(yōu)方式進(jìn)行工作。隨著飛行馬赫數(shù)的不同，火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)主要經(jīng)歷四個(gè)基本 工作模態(tài)：火箭引射模態(tài)、亞燃沖壓模態(tài)、超燃沖壓模態(tài)和純火箭模態(tài)?；鸺M合循環(huán)發(fā) 動(dòng)機(jī)基本由四個(gè)部件組成：進(jìn)氣道、嵌于流道中的主火箭、燃燒室和尾噴管。受到火箭基組 合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)寬包線工作的影響，火箭基組合循環(huán)進(jìn)氣道既要保證較低馬赫數(shù)起動(dòng)來(lái)提高 引射模態(tài)后期的加速能力，又要保證亞超燃模態(tài)具有較優(yōu)的性能。通過(guò)變幾何能夠拓寬進(jìn) 氣道起動(dòng)狀態(tài)下的工作馬赫數(shù)范圍，并提高進(jìn)氣道的綜合性能。
[0003] 目前，國(guó)外已有公開(kāi)的技術(shù)文獻(xiàn)，美國(guó)的《Hyper-x Flight Engine Ground Testing for X_43Flight Risk Reduction[R])) (Huebner I D, Rock K E, Ruf E G, etc. AIAA 2001-1809)文中，X-43A采用轉(zhuǎn)動(dòng)唇口的調(diào)節(jié)方式；X-43A由B-52掛載，并由"飛馬" 助推火箭助推，但并沒(méi)有驗(yàn)證進(jìn)氣道的自起動(dòng)性能。法國(guó)和俄羅斯合作的《French-Russian Cooperation on High-Speed Airbreathing Propulsion[R]》（Marc B0UCHEZ, Vadim LEVINE. 2003-2907)文中提出的外罩前后移動(dòng)的PIFA概念發(fā)動(dòng)機(jī)；PIFA通過(guò)對(duì)固定型面的 外罩部件作水平移動(dòng)來(lái)改變整個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)的幾何構(gòu)型，給發(fā)動(dòng)機(jī)流道設(shè)計(jì)增加了難度。
[0004] 國(guó)內(nèi)公開(kāi)的技術(shù)文獻(xiàn)中，《高超聲速側(cè)壓式進(jìn)氣道變幾何方案研究》（南京航空航 天大學(xué)，2012年碩士學(xué)位論文），針對(duì)側(cè)壓進(jìn)氣道提出的移動(dòng)唇口、喉道頂板放氣和唇口旋 轉(zhuǎn)三種變幾何方案，所研究進(jìn)氣道工作范圍為4~7Ma，沒(méi)有涉及火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)引 射模態(tài)工作馬赫數(shù)下進(jìn)氣道性能。因此，為了使得火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)在整個(gè)工作區(qū)間 具有較優(yōu)性能，滿(mǎn)足不同工作模態(tài)下對(duì)進(jìn)氣道的不同要求的變幾何方案至關(guān)重要。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 為了避免現(xiàn)有技術(shù)存在的不足，本發(fā)明提出一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè) 壓式進(jìn)氣道，通過(guò)移動(dòng)唇口和旋轉(zhuǎn)第二級(jí)頂壓板，提高進(jìn)氣道起動(dòng)性能，解決低馬赫數(shù)下進(jìn) 氣道捕獲空氣流量與喉部所允許通過(guò)空氣流量之間的匹配問(wèn)題，降低引射模態(tài)進(jìn)氣道阻力 的同時(shí)，通過(guò)將一部分流體引入燃燒室末端抑制尾噴管過(guò)膨脹來(lái)增大推力，從而降低引射 模態(tài)燃料消耗率。
[0006] 本發(fā)明解決其技術(shù)問(wèn)題所采用的技術(shù)方案是：包括進(jìn)氣道、燃燒室、尾噴管、引流 管，其特征在于還包括第一頂壓板、第二頂壓板、側(cè)板、隔離段頂板、唇口板、中心支板，第一 頂壓板與第二頂壓板、隔離段頂板分別位于進(jìn)氣道底部，隔離段頂板連接在第二頂壓板后 端，引流管與進(jìn)氣道連接過(guò)渡到燃燒室末段；唇口板通過(guò)液壓缸驅(qū)動(dòng)沿側(cè)板前后移動(dòng)來(lái)改 變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比，調(diào)節(jié)溢流量；側(cè)板下部為弧線形，與第二頂壓板結(jié)合面部位在移動(dòng)時(shí)不 會(huì)發(fā)生干涉或出現(xiàn)縫隙；第一頂壓板與第二頂壓板通過(guò)轉(zhuǎn)軸鉸接，通過(guò)液壓缸驅(qū)動(dòng)第二頂 壓板繞轉(zhuǎn)軸轉(zhuǎn)動(dòng)，使輔通道處于開(kāi)啟或關(guān)閉的狀態(tài)；當(dāng)進(jìn)氣道低馬赫數(shù)工作時(shí)，第二頂壓板 向下轉(zhuǎn)動(dòng)，輔通道打開(kāi)，部分氣流引入燃燒室末端，降低引射模態(tài)進(jìn)氣道阻力，抑制尾噴管 過(guò)膨脹增大推力來(lái)提升發(fā)動(dòng)機(jī)性能；當(dāng)進(jìn)氣道亞超燃模態(tài)工作時(shí)，輔通道關(guān)閉，前后移動(dòng)唇 口板遮擋壓差溢流窗部分來(lái)提高進(jìn)氣道流量系數(shù)。
[0007] 所述中心支板半頂角Θ為5.7°，第一頂壓板楔面角度Θ 1為6°，第二頂壓板 楔面角度Θ 2為6.5°。
[0008] 所述中心支板收至隔離段內(nèi)，降低進(jìn)氣道低馬赫數(shù)阻力，同時(shí)減弱肩部分離，增大 進(jìn)氣道內(nèi)收縮段入口寬高比。
[0009] 有益效果
[0010] 本發(fā)明提出的火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道，在1. 5~7Ma工作范 圍內(nèi)通過(guò)分級(jí)調(diào)節(jié)保證飛行范圍內(nèi)不同馬赫數(shù)下進(jìn)氣道均有較優(yōu)的性能。與現(xiàn)有技術(shù)相 比，變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道通過(guò)降低低馬赫數(shù)捕獲空氣量來(lái)實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道低馬赫數(shù)起動(dòng)，通過(guò) 轉(zhuǎn)動(dòng)第二級(jí)頂壓板，降低引射模態(tài)進(jìn)氣道阻力的同時(shí)，將一部分氣流引入燃燒室末端抑制 尾噴管過(guò)膨脹來(lái)增大推力，從而大幅提升整個(gè)火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)性能。唇口形狀呈"V" 型覆蓋一定的壓差溢流窗，有效提高進(jìn)氣道流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)。
[0011] 本發(fā)明火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道，采用變幾何方式具有簡(jiǎn)單、 易實(shí)現(xiàn)的優(yōu)勢(shì)，且能保證進(jìn)氣道在整個(gè)火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)工作區(qū)間具有較優(yōu)的性能。
【附圖說(shuō)明】
[0012] 下面結(jié)合附圖和實(shí)施方式對(duì)本發(fā)明一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn) 氣道作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。
[0013] 圖1為火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)示意圖。
[0014] 圖2為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道示意圖。
[0015] 圖3為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道俯視圖。
[0016] 圖4為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)下馬赫數(shù)云圖。
[0017] 圖5為RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道設(shè)計(jì)點(diǎn)下馬赫數(shù)云圖俯視圖。
[0018] 圖中：
[0019] 1.進(jìn)氣道2.燃燒室3.尾噴管4.引流管5.第一頂壓板6.第二頂壓板7.側(cè) 板8.隔離段頂板9.唇口板10.中心支板
【具體實(shí)施方式】
[0020] 本實(shí)施例是一種火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何側(cè)壓式進(jìn)氣道。
[0021] 參閱圖1~圖5,火箭基組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變