一种两级火箭布局的RBCC燃烧室及燃烧组织方法

一种两级火箭布局的rbcc燃烧室及燃烧组织方法
技术领域
1.本发明属于火箭冲压发动机技术领域，尤其涉及一种两级火箭布局的rbcc燃烧室及燃烧组织方法。


背景技术：

2.火箭基组合动力循环(rocket-based-combined-cycle，rbcc)发动机是一种集高推重比的火箭发动机与高比冲的吸气式冲压发动机于一体的推进系统，其包含引射、亚燃、超燃和纯火箭模态。火箭在rbcc的整个工作过程中都可以发挥十分重要的作用，在引射模态下主要起到了引射来流大气、燃料支板喷注、产生推力以及点火稳焰的作用；在亚燃模态和超燃模态下主要发挥了点火和火焰稳定的作用；在纯火箭模态下则主要是提供所需推力。因此，火箭的布局方式对rbcc发动机工作范围以及性能有着极其重要的影响。
3.现有技术的rbcc发动机存在rbcc引射模态性能较差、发动机起动较为困难、模态转换过程中容易出现推力陷阱的问题。


技术实现要素：

4.本发明的目的是提供一种两级火箭布局的rbcc燃烧室及燃烧组织方法，以解决rbcc引射模态性能较差、发动机起动较为困难、模态转换过程中容易出现推力陷阱的问题。
5.本发明采用以下技术方案：一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，包括：
6.燃烧室壳体，为两端开口的柱状结构，其两端分别与发动机的隔离段和喷管相连通，在燃烧室壳体上、靠近隔离段的侧壁上至少开设有一个引射孔，在燃烧室壳体上、靠近喷管的侧壁上至少开设有一个挤压孔，
7.至少一个支板火箭，通过引射孔安装在燃烧室壳体上，用于通过调节支板火箭的流量和氧燃比来改变rbcc发动机的引射流量，进而喷注二次燃料组织二次燃烧释热，从而为发动机提供所需推力，
8.一个支板火箭包括：
9.支板燃烧室，位于燃烧室壳体的外部，其内用于产生高温高压燃气，
10.燃气管，倾斜设置，其上端与支板燃烧室的出口相连通，其下端通过引射孔伸入燃烧室壳体内，
11.喷射管，水平设置，其左端封闭，其右端开口的内径自左向右先缩小后增大形成喇叭状的喷口，轴线与燃烧室壳体的轴向平行，其外壁上开设有进气孔，进气孔用于与燃气管的下端相连通，使得燃气管内燃气自上而下顺着燃气管通过进气孔进入喷射管后，在喷射管内进行加速后从喷口向右喷出，
12.燃料管，倾斜设置，并与燃气管平行、且靠近燃气管设置，其上端与外界燃料供应系统相连通，其下端通过引射孔伸入燃烧室壳体内，并向燃烧室壳体内喷射燃料，
13.至少一个斜切火箭，通过挤压孔安装在燃烧室壳体上，用于在燃烧室后端对引射模态的亚声速燃气进行挤压加速，并提供发动机引射模态正常工作的大部分推力。
14.进一步地，一个斜切火箭包括：
15.斜切燃烧室，位于燃烧室壳体的外部，其内用于产生高温高压燃气，
16.斜切导气管，倾斜设置，其上端与斜切燃烧室的出口相连通，其下端通过挤压孔与燃烧室壳体相连通，斜切导气管自上而下依次为等直段、收缩段、扩张段组成，等直段、收缩段、扩张段依次连通形成斜切导气管，等直段的内径相等，收缩段的内径自上而下逐渐缩小，扩张段自上而下逐渐增大，并伸入燃烧室壳体内。
17.进一步地，斜切导气管的中轴线与燃烧室壳体的中轴线的夹角为1-30度。
18.进一步地，燃气管的中轴线与燃烧室壳体的中轴线的夹角为30-60度。
19.进一步地，支板火箭设置有多台，且绕燃烧室壳体的外壁呈放射状排布。
20.进一步地，斜切火箭设置有多台，且绕燃烧室壳体的外壁呈放射状排布。
21.一种两级火箭布局的rbcc燃烧室及燃烧组织方法，由以下步骤组成：
22.开启支板火箭的支板燃烧室和斜切火箭的斜切燃烧室，使得支板燃烧室通过燃气管向燃烧室壳体内输送高温高压燃气，从而引射来流大气，并使得斜切燃烧室通过斜切导气管向燃烧室壳体内输送高温高压燃气；
23.随着飞行马赫数逐渐增大、且为2.5-3时，关闭斜切火箭的斜切燃烧室；
24.随着飞行马赫数逐渐增大、且为3-3.5时，关闭支板火箭的支板燃烧室，来流经过隔离段直接进入燃烧室壳体参与燃烧反应，此时支板火箭仅起到燃料喷注和火焰稳定的作用；
25.随着飞行马赫数逐渐增大、且为10时，开启斜切火箭的斜切燃烧室，斜切火箭为发动机提供所需推力；
26.其中，两级火箭布局的rbcc燃烧室为上述的任意一项的燃烧室。
27.本发明的有益效果是：
28.1、本发明可以通过调节支板火箭的流量和氧燃比来改变rbcc发动机的引射流量，进而喷注二次燃料组织二次燃烧释热，从而提供发动机所需推力；
29.2、本发明的斜切火箭羽流可以在燃烧室后端对引射模态的亚声速燃气进行一定程度的挤压加速，并提供发动机引射模态正常工作的大部分推力；
30.3、本发明在发动机实际工作时，随着来流马赫数的逐渐增大，发动机工作模态从引射慢慢过渡到亚燃，这个过程中进气道逐渐起动，进气道的抗背压能力随之增大，并且进入发动机燃烧室壳体的来流流量逐渐增大，燃烧室慢慢具备可以自持燃烧释热的能力，所以支板火箭可以逐渐关闭，仅起到喷注二次燃料和稳定火焰的作用，随着二次燃烧释热强度的增大，斜切火箭本身比冲有限，继续打开对rbcc发动机总比冲只有反作用，所以斜切火箭也逐渐关闭；通过将支板火箭和斜切火箭相互结合，来提升rbcc发动机在引射和亚燃模态的性能。
附图说明
31.图1为本发明的结构示意图；
32.图2为本发明的立体示意图；
33.图3为本发明的剖面图；
34.图4为本发明的剖面图。
35.其中：1、燃烧室壳体；2、支板火箭；3、支板燃烧室；4、燃气管；5、喷射管；6、斜切火箭；7、斜切燃烧室；8、斜切导气管；9、等直段；10、收缩段；11、扩张段；12、隔离段；13、喷管。
具体实施方式
36.下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
37.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者多个该特征。在本发明的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
38.本发明公开了一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，如图1-4所示，包括燃烧室壳体1、至少一个支板火箭2、至少一个斜切火箭6。
39.燃烧室壳体1为两端开口的柱状结构，燃烧室壳体1的两端分别与发动机的隔离段12和喷管13相连通，在燃烧室壳体1上、靠近隔离段12的侧壁上至少开设有一个引射孔，在燃烧室壳体1上、靠近喷管13的侧壁上至少开设有一个挤压孔。
40.至少一个支板火箭2通过引射孔安装在燃烧室壳体1上，支板火箭2用于通过调节支板火箭2的流量和氧燃比来改变rbcc发动机的引射流量，进而喷注二次燃料组织二次燃烧释热，从而为发动机提供所需推力。所述支板火箭2设置有多台，且绕燃烧室壳体1的外壁呈放射状排布。
41.一个支板火箭2包括：支板燃烧室3、燃气管4、喷射管5、燃料管，支板燃烧室3位于燃烧室壳体1的外部，支板燃烧室3内用于产生高温高压燃气。
42.燃气管4倾斜设置，燃气管4上端与支板燃烧室3的出口相连通，燃气管4下端通过引射孔伸入燃烧室壳体1内。燃气管4的中轴线与燃烧室壳体1的中轴线的夹角为30-60度。
43.喷射管5水平设置，喷射管5左端封闭，喷射管5右端开口的内径自左向右先缩小后增大形成喇叭状的喷口，喷射管5的轴线与燃烧室壳体1的轴向平行，喷射管5外壁上开设有进气孔，进气孔用于与燃气管4的下端相连通，使得燃气管4内燃气自上而下顺着燃气管4通过进气孔进入喷射管5后，在喷射管5内进行加速后从喷口向右喷出，喷口对燃气进行膨胀加速。
44.燃料管倾斜设置，燃料管与燃气管4平行、且靠近燃气管4设置，燃料管的上端与外界燃料供应系统相连通，燃料管的下端通过引射孔伸入燃烧室壳体1内，并向燃烧室壳体1内喷射燃料。
45.至少一个斜切火箭6通过挤压孔安装在燃烧室壳体1上，斜切火箭6用于在燃烧室后端对引射模态的亚声速燃气进行一定程度的挤压加速，并为发动机提供引射模态正常工作的大部分推力。所述斜切火箭6设置有多台，且绕燃烧室壳体1的外壁呈放射状排布。
46.一个斜切火箭6包括：斜切燃烧室7、斜切导气管8，斜切燃烧室7位于燃烧室壳体1的外部，斜切燃烧室7用于产生高温高压燃气。
47.斜切导气管8倾斜设置，且其上端与斜切燃烧室7的出口相连通，斜切导气管8的下端通过挤压孔与燃烧室壳体1相连通，斜切导气管8自上而下依次为等直段9、收缩段10、扩张段11组成，等直段9、收缩段10、扩张段11依次连通形成斜切导气管8，等直段9的内径相等，收缩段10的内径自上而下逐渐缩小，扩张段11自上而下逐渐增大，并伸入燃烧室壳体1内。高温高压燃气在斜切燃烧室7中产生，直接通入等直段9，进而依次通过收缩段10和扩张段11进行膨胀加速，最后进入燃烧室壳体1内。斜切导气管8的中轴线与燃烧室壳体1的中轴线的夹角为1-30度。
48.本发明还公开了一种两级火箭布局的rbcc燃烧室及燃烧组织方法，由以下步骤组成：
49.开启支板火箭2的支板燃烧室3和斜切火箭6的斜切燃烧室7，使得支板燃烧室3通过燃气管4向燃烧室壳体1内输送高温高压燃气，从而引射来流大气，并使得斜切燃烧室7通过斜切导气管8向燃烧室壳体1内输送高温高压燃气；
50.随着飞行马赫数逐渐增大、且为2.5-3时，关闭斜切火箭6的斜切燃烧室7；
51.随着飞行马赫数逐渐增大、且为3-3.5时，关闭支板火箭2的支板燃烧室3，来流经过隔离段12直接进入燃烧室壳体1参与燃烧反应，此时支板火箭2仅起到燃料喷注和火焰稳定的作用；
52.随着飞行马赫数逐渐增大、且为10时，开启斜切火箭6的斜切燃烧室7，斜切火箭6为发动机提供所需推力；
53.其中，两级火箭布局的rbcc燃烧室为上述的任意一项的燃烧室。
54.本发明随着来流马赫数的逐渐增大，逐渐关闭支板火箭2和斜切火箭6，有利于发动机总体性能的提升，关闭后的支板火箭2也能作为喷注燃料的一种方式，支板火箭2处在流道内部，此时通过燃料管喷注燃料可以极大地有助于燃料与来流大气的掺混。
55.以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，其特征在于，包括：燃烧室壳体(1)，为两端开口的柱状结构，其两端分别与发动机的隔离段(12)和喷管(13)相连通，在所述燃烧室壳体(1)上、靠近隔离段(12)的侧壁上至少开设有一个引射孔，在所述燃烧室壳体(1)上、靠近喷管(13)的侧壁上至少开设有一个挤压孔，至少一个支板火箭(2)，通过引射孔安装在燃烧室壳体(1)上，用于通过调节支板火箭(2)的流量和氧燃比来改变rbcc发动机的引射流量，进而喷注二次燃料组织二次燃烧释热，从而为发动机提供所需推力，一个所述支板火箭(2)包括：支板燃烧室(3)，位于所述燃烧室壳体(1)的外部，其内用于产生高温高压燃气，燃气管(4)，倾斜设置，其上端与支板燃烧室(3)的出口相连通，其下端通过引射孔伸入燃烧室壳体(1)内，喷射管(5)，水平设置，其左端封闭，其右端开口的内径自左向右先缩小后增大形成喇叭状的喷口，轴线与燃烧室壳体(1)的轴向平行，其外壁上开设有进气孔，所述进气孔用于与燃气管(4)的下端相连通，使得燃气管(4)内燃气自上而下顺着燃气管(4)通过进气孔进入喷射管(5)后，在喷射管(5)内进行加速后从喷口向右喷出，燃料管，倾斜设置，并与燃气管(4)平行、且靠近燃气管(4)设置，其上端与外界燃料供应系统相连通，其下端通过引射孔伸入燃烧室壳体(1)内，并向燃烧室壳体(1)内喷射燃料，至少一个斜切火箭(6)，通过挤压孔安装在燃烧室壳体(1)上，用于在燃烧室后端对引射模态的亚声速燃气进行挤压加速，并提供发动机引射模态正常工作的大部分推力。2.根据权利要求1所述的一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，其特征在于，一个所述斜切火箭(6)包括：斜切燃烧室(7)，位于所述燃烧室壳体(1)的外部，其内用于产生高温高压燃气，斜切导气管(8)，倾斜设置，其上端与斜切燃烧室(7)的出口相连通，其下端通过挤压孔与燃烧室壳体(1)相连通，所述斜切导气管(8)自上而下依次为等直段(9)、收缩段(10)、扩张段(11)组成，所述等直段(9)、收缩段(10)、扩张段(11)依次连通形成斜切导气管(8)，所述等直段(9)的内径相等，所述收缩段(10)的内径自上而下逐渐缩小，所述扩张段(11)自上而下逐渐增大，并伸入燃烧室壳体(1)内。3.根据权利要求2所述的一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，其特征在于，所述斜切导气管(8)的中轴线与燃烧室壳体(1)的中轴线的夹角为1-30度。4.根据权利要求1所述的一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，其特征在于，所述燃气管(4)的中轴线与燃烧室壳体(1)的中轴线的夹角为30-60度。5.根据权利要求2-4任一所述的一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，其特征在于，所述支板火箭(2)设置有多台，且绕燃烧室壳体(1)的外壁呈放射状排布。6.根据权利要求5所述的一种两级火箭布局的rbcc燃烧室，其特征在于，所述斜切火箭(6)设置有多台，且绕燃烧室壳体(1)的外壁呈放射状排布。7.一种两级火箭布局的rbcc燃烧室及燃烧组织方法，其特征在于，由以下步骤组成：开启两级火箭布局的rbcc燃烧室支板火箭(2)的支板燃烧室(3)和斜切火箭(6)的斜切燃烧室(7)，使得支板燃烧室(3)通过燃气管(4)向燃烧室壳体(1)内输送高温高压燃气，从而引射来流大气，并使得斜切燃烧室(7)通过斜切导气管(8)向燃烧室壳体(1)内输送高温
高压燃气；随着飞行马赫数逐渐增大、且为2.5-3时，关闭斜切火箭(6)的斜切燃烧室(7)；随着飞行马赫数逐渐增大、且为3-3.5时，关闭支板火箭(2)的支板燃烧室(3)，来流经过隔离段(12)直接进入燃烧室壳体(1)参与燃烧反应，此时支板火箭(2)仅起到燃料喷注和火焰稳定的作用；随着飞行马赫数逐渐增大、且为10时，开启斜切火箭(6)的斜切燃烧室(7)，斜切火箭(6)为发动机提供所需推力；其中，所述两级火箭布局的rbcc燃烧室为权利要求1-6任意一项所述的燃烧室。

技术总结
本发明公开了一种两级火箭布局的RBCC燃烧室，包括：燃烧室壳体，至少一个支板火箭，通过引射孔安装在燃烧室壳体上，一个支板火箭包括：支板燃烧室，位于燃烧室壳体的外部，其内用于产生高温高压燃气，燃气管，喷射管，燃料管，倾斜设置，其上端与外界燃料供应系统相连通，其下端通过引射孔伸入燃烧室壳体内，并向燃烧室壳体内喷射燃料，至少一个斜切火箭，通过挤压孔安装在燃烧室壳体上，用于在燃烧室后端对引射模态的亚声速燃气进行挤压加速，并提供发动机引射模态正常工作的大部分推力；本发明可以通过调节支板火箭的流量和氧燃比来改变RBCC发动机的引射流量，进而喷注二次燃料组织二次燃烧释热，从而提供发动机所需推力。从而提供发动机所需推力。从而提供发动机所需推力。


技术研发人员：叶进颖 孟彤 闫丽琴 秦飞 魏祥庚 何国强 朱韶华 王亚军
受保护的技术使用者：西北工业大学
技术研发日：2023.03.22
技术公布日：2023/5/17