一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法与流程

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-basedcombinedcycle，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不起动的极端情况，制定合理的应急调控方案，尽快恢复进气道起动以及发动机正常稳定工作，对于整体飞行任务的完成有着非常重要的影响。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实现进气道再起动，是保证rbcc发动机正常运行的关键技术。

目前，仅针对常规超声速进气道的再起动方法进行了研究，由于常规冲压发动机不受内置火箭的影响，再起动控制方法主要是通过减小燃烧室喷注从而减小燃烧室压强，或者通过调节飞行器姿态来实现进气道的再起动。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，因此可以找到一种通过调节内置火箭状态而尽快恢复进气道再起动的方法，与变几何结构进气道配合，有效提升进气道再起动的调控能力是本领域技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现要素：

为实现上述目的，本发明提供一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法，该快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的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；

所述内置火箭与所述燃烧室相连通并由容纳于所述燃烧室内的燃料向所述内置火箭提供燃烧能量；

配置所述内置火箭的初始质量流率为0.3kg/s及所述燃烧室的出口反压为0.15mpa；

将所述内置火箭的质量流率由所述初始质量流率提升至0.4kg/s及所述燃烧室的出口反压提升至0.2mpa，所述进气道为不起动状态；

将所述内置火箭的质量流率由0.4kg/s降低至0.2kg/s及所述燃烧室的出口反压降低至0.1mpa，所述进气道由所述不起动状态恢复为起动状态；

在所述进气道完成再起动之后，将所述内置火箭的质量流率恢复至0.3kg/s及所述燃烧室的出口反压恢复至0.15mpa。

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，本发明提供一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法，该快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的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，配置内置火箭的初始质量流率为0.3kg/s及燃烧室的出口反压为0.15mpa；将内置火箭的质量流率由初始质量流率提升至0.4kg/s及燃烧室的出口反压提升至0.2mpa，以控制进气道为不起动；将内置火箭的质量流率由0.4kg/s降低至0.2kg/s及燃烧室的出口反压降低至0.1mpa，以控制进气道由不起动恢复为起动状态。在进气道完成起动之后将内置火箭的质量流率由0.2kg/s恢复至0.3kg/s，并将燃烧室的压力由0.1mpa恢复为0.15mpa，通过减小内置火箭的燃料量，减小内置火箭的室压，从而减少内置火箭射流的展向膨胀半径并且降低rbcc燃烧室压强，进而使进气道快速恢复起动状态。实现进气道起动后，再迅速恢复火箭的高室压状态，此时进气道能够正常工作。

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为进气道从不起动到起动状态过程中质量流量系数随内置火箭状态的关系示意图；

图4为进气道从不起动到起动状态过程中总压恢复系数随内置火箭状态的关系示意图。

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1-4所示，本发明提供一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法，该快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的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。火箭基组合发动机的工作环境温度为100-160k，火箭基组合发动机的所处静压为32000-38000pa。进气道1为混压式进气道1。内置火箭4为液体燃料火箭。

燃烧室3的扩张角为0°，其中，扩张角为燃烧室3的内壁面的切线与燃烧室3的轴线之间的夹角，也即燃烧室3的内壁面的切线与燃烧室3的轴线之间的夹角为0°。

配置内置火箭4的初始质量流率为0.3kg/s及燃烧室3的出口反压为0.15mpa，将内置火箭4的质量流率由初始质量流率提升至0.4kg/s及燃烧室3的出口反压提升至0.2mpa，以控制进气道1为不起动状态。

由于进气道1工作中存在迟滞现象，当内置火箭4恢复到初始工作状态时，也即初始质量流率为0.3kg/s及燃烧室3的出口反压为0.15mpa，进气道1仍为不起动状态。

当内置火箭4工作时，火箭射流会对进气道1吸入的来流进行进一步压缩，因此进气道1的实际内收缩比在火箭射流半径大到一定程度时会大于其本身的内收缩比，而大的进气道1内收缩比不利于进气道1的起动。内收缩比为进气道1入口处截面积与通道内最小气动截面积的比值。

将内置火箭4的质量流率由0.4kg/s降低至0.2kg/s及燃烧室3的出口反压降低至0.1mpa，以控制进气道1由不起动状态恢复为起动状态。

在本实施例中，使进气道1能够再起动的原理是通过改变内置火箭4的工作状态，具体是恢复内置火箭4的质量流率，使内置火箭4的火箭射流半径发生变化，从而减小进气道1的实际等效内收缩比，同时燃烧室3压力由于燃料流量减小而相应减小，因此可以实现快速再起动。再起动后火箭和燃烧室3喷注的调节逐渐恢复，再恢复到原有正常工作状态，此过程中进气道1保持起动状态。

本实例中，可以通过以质量流量系数与总压恢复系数作为判断进气道1是否起动的依据。其中质量流量系数为实际进入进气道1的空气质量流率与进气道1入口截面积大小相同的面积下空气的质量流率之比；总压恢复系数为经过进气道1出口气流总压与自由来流的总压之比。

如图3所示，工作中内置火箭4流量从0.3kg/s增大到0.4kg/s、燃烧室3反压从0.15mpa增大到0.20mpa后，质量流量系数(a)与总压恢复系数(b)均有明显下降，即进气道1由起动变为不起动。在内置火箭4恢复到初始状态(质量流量0.3kg/s、燃烧室3反压0.15mpa)后，从质量流量系数与总压恢复系数图看进气道1并不能再起动。为了实现进气道1的再起动，继续通过减少内置火箭4的燃料氧化剂供应降低其质量流率，可以发现，当质量流率下降到0.2kg/s、燃烧室3反压0.1mpa时，质量流量系数与总压恢复系数均恢复至与正常工作状态一致，进气道1实现再起动。或者可以直接完全关闭内置火箭4，也可以使进气道1恢复到起动状态。无论是减少内置火箭4的质量流量到0.2kg/s、燃烧室3反压0.1mpa直至进气道1恢复起动，还是直接关闭内置火箭4至进气道1起动，在进气道1起动后均可重新将内置火箭4调回质量流率0.3kg/s、燃烧室3反压0.15mpa的状态，此时进气道1仍保持起动状态。

综上所述，本发明提供一种快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的方法，该快速恢复火箭基组合循环发动机进气道再起动的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，配置内置火箭的初始质量流率为0.3kg/s及燃烧室的出口反压为0.15mpa；将内置火箭的质量流率由初始质量流率提升至0.4kg/s及燃烧室的出口反压提升至0.2mpa，以控制进气道为不起动；将内置火箭的质量流率由0.4kg/s降低至0.2kg/s及燃烧室的出口反压降低至0.1mpa，以控制进气道由不起动恢复为起动状态。在进气道完成起动之后将内置火箭的质量流率由0.2kg/s恢复至0.3kg/s，并将燃烧室的压力由0.1mpa恢复为0.15mpa，通过减小内置火箭的燃料量，减小内置火箭的室压，从而减少内置火箭射流的展向膨胀半径并且降低rbcc燃烧室压强，进而使进气道快速恢复起动状态。实现进气道起动后，再迅速恢复火箭的高室压状态，此时进气道能够正常工作。

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。