一种斜坡火箭布局方式的RBCC发动机燃烧室及其设计方法与流程

本发明涉及一种用于高超声速飞行器组合动力系统的燃烧装置，特别是用于火箭基组合循环(rocketbasedcombinedcycle,rbcc)发动机实现燃料化学能向气流内能高效转化的燃烧装置。

背景技术：

火箭布局方式对rbcc发动机燃烧室结构、工作范围及性能有着重要的影响。目前，国内外所采用的rbcc发动机燃烧室火箭布局方式分为两种：1)台阶火箭布局，火箭布置于燃烧室一侧，火箭射流与冲压主流单侧接触，两股气流气动上相对解耦，使得燃烧室设计与进气道设计相对独立，降低了燃烧室设计难度。但台阶火箭布局方式未有效利用火箭高温高焓活性射流点火及火焰稳定能力，且燃烧室结构利用率低。2)支板火箭布局，火箭布置于燃烧室中心，火箭射流与冲压主流双侧接触，两股气流气动耦合紧密，能够利用火箭高温高焓活性射流实现燃烧室点火及火焰稳定，采用支板火箭布局方式燃烧室结构利用率高，燃烧室长度一般较小。但是，燃烧室采用支板火箭布局，燃烧室与进气道设计耦合性高，使得发动机设计缺乏灵活性。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服在现有rbcc发动机燃烧室火箭布局方式无法兼顾利用火箭高温高焓活性射流实现燃烧室点火及火焰稳定及对进气道类型无约束的矛盾，提供一种用于rbcc发动机燃烧室的斜坡火箭布局方式，可以利用火箭高温高焓活性射流实现燃烧室点火、火箭射流及火箭台阶双火焰稳定方案，并且适应于所有类型进气道。

本发明的技术解决方案是：一种斜坡式火箭布局方式的rbcc燃烧室，从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为隔离段、火箭斜坡安装段、扩张段；

火箭推力室安装在所述的火箭斜坡安装段，使得火箭射流与冲压主流三侧接触且火箭射流位于扩张段火焰前锋之前，利用火箭射流实现燃烧室点火及火焰稳定。

优选的，所述的火箭安装斜坡段位于隔离段与扩张段之间，主体为一个扩张段，在主体扩张段的流道中心从隔离段出口位置沿气流方向设置一火箭安装斜坡，所述的火箭安装斜坡的形状为楔形，火箭推力室安装在该斜坡上。

优选的，火箭安装斜坡段的主体扩张段的扩张角α2取值范围5°～10°。

优选的，所述的斜坡的扩张角ε2取值范围5-10°。

优选的，火箭安装斜坡的压缩角ε1取值范围10-15°。

优选的，所述的隔离段长度l1＝6～10h，隔离段扩张角α1＝0°～2°；所述的h为隔离段入口高度。

优选的，所述的扩张段的级数根据燃烧室飞行马赫数的范围确定。

优选的，对于飞行马赫数ma0-7的rbcc燃烧室，采用两级扩张段，一级扩张段长度l3＝6～10h，扩张角α3＝2°～4°；二级扩张段长度l3＝6～10h，α4＝3°～5°；所述的h为隔离段入口高度。

优选的，所述的火箭为变工况火箭，在飞行马赫数ma＝0～4工况，火箭最大工况工作，通过在二级扩张段内实现热力学壅塞组织燃烧；飞行马赫数ma＝3.5～5.5，火箭射流关闭，通过在二级扩张段内实现热力学壅塞组织燃烧；飞行马赫数ma＝5～7，火箭最小工况工作，于一级扩张段内组织中心燃烧并实现热力壅塞。

一种斜坡火箭布局方式rbcc发动机燃烧室的设计方法，通过下述方式实现：

(1)根据进气道设计结果，确定隔离段入口高度h及宽度w；

(2)根据隔离段入口高度h，确定隔离段长度l1；根据隔离段附面层修正结果，选定隔离段扩张角α1；

(3)根据推力室安装尺寸确定火箭安装斜坡结构参数：长度l2、压缩角ε1、扩张角ε2，使得火箭射流与冲压主流三侧接触；

(4)根据步骤(3)中的火箭安装斜坡结构参数确定火箭斜坡安装段扩张角α2，该扩张角α2应至少满足火箭斜坡安装段沿气流流动方向的各个截面的流通面积与隔离段出口面积保持一致；

(5)根据分级热力壅塞的燃烧组织思想结合燃烧室飞行马赫数范围0-7确定燃烧室的扩张级数；

(6)根据燃烧室飞行马赫数ma上边界确定一级扩张段长度l3及扩张角α3；根据燃烧室飞行马赫数ma下边界确定二级扩张段长度l4及扩张角α4。

本发明与现有技术相比有益效果为：

火箭推力室布置于燃烧室壁面斜坡，火箭射流与冲压主流三侧接触，两股气流气动耦合，利用火箭高温高焓活性射流实现燃烧室点火，火箭射流+火箭斜坡双火焰稳定方案；燃烧室通道流畅，避免了支板火箭布局方式引起的多通道超声速内流气动问题，因此能够适应任何类型进气道。

火箭推力室安装在所述的火箭斜坡安装段，使得火箭射流与冲压主流三侧接触，利用火箭射流实现燃烧室点火及火焰稳定，避免了台阶火箭布局方式未能有效利用火箭高温高焓活性射流点火及火焰稳定的问题。本发明火箭推力室布置于燃烧室壁面斜坡，燃烧室设计与进气道设计相对独立，燃烧室通道流畅，避免了中心支板火箭布局方式引起的多通道超声速内流起动问题，因此能够适应任何类型进气道。本发明采用火箭高焓活性射流点火、火箭射流+火箭斜坡起动/机械双火焰稳定方案，多级热力壅塞燃烧组织，解决了rbcc燃烧室宽范围高效稳定燃烧，以及极端、恶劣工况下的可靠工作问题。

附图说明

图1～图3是本发明斜坡火箭布局方式的rbcc发动机燃烧室结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

如图1-3所示，一种斜坡式火箭布局方式的rbcc燃烧室，包括隔离段1、火箭斜坡安装段2、一级扩张段3、二级扩张段4、火箭安装斜坡5；所述的燃烧室从空气入口到燃烧产生的燃气出口依次为：隔离段、火箭斜坡安装段、一级扩张段、二级扩张段；所述的火箭安装斜坡位于火箭斜坡安装段。本发明采用分级热力壅塞的燃烧组织思想实现燃烧室宽范围可靠点火和火焰稳定。扩张段的级数根据燃烧室飞行马赫数的范围确定，一般为二级结构，本例中给出的就是一种二级扩张段结构。

火箭安装斜坡段位于隔离段与扩张段之间，主体为一个扩张段，在主体扩张段的流道中心从与隔离段出口交界位置沿气流方向设置一火箭安装斜坡，所述的火箭安装斜坡的形状为楔形，火箭推力室安装在该斜坡上。通过这种斜坡火箭布局方式，火箭射流与冲压主流三侧接触，两股气流气动耦合，利用火箭推力室高温高焓活性燃气射流实现rbcc燃烧室点火及火焰稳定，并且适应于所有类型进气道。

燃烧室采用火箭射流点火、火箭斜坡+火箭射流双火焰稳定方案，两级热力学壅塞组织燃烧。燃烧室工作范围为飞行马赫数ma＝0～7。在飞行马赫数ma＝0～4工况，火箭最大工况工作，采用火箭射流点火、火箭斜坡+火箭射流双火焰稳定方案，通过在二级扩张段内实现热力学壅塞组织燃烧；飞行马赫数ma＝3.5～5.5，火箭射流关闭，采用火箭射流点火、火箭斜坡单稳焰方案，通过在二级扩张段内实现热力学壅塞组织燃烧；飞行马赫数ma＝5～7，火箭射流小工况工作，采用火箭射流点火、火箭斜坡+火箭射流双火焰稳定方案，于一级扩张段内组织中心燃烧并实现热力壅塞。

上述结构的燃烧室，通过下述步骤确定各结构参数：

(1)根据进气道设计结果，确定隔离段入口高度h及宽度w；

(2)根据隔离段入口高度h，确定隔离段长度l1；根据隔离段附面层修正结果，选定隔离段扩张角α1；

(3)根据推力室安装尺寸确定火箭安装斜坡结构参数：长度l2、压缩角ε1、扩张角ε2，使得火箭射流与冲压主流三侧接触；

(4)根据步骤(3)中的火箭安装斜坡结构参数确定火箭斜坡安装段扩张角α2，该扩张角α2应至少满足火箭斜坡安装段沿气流流动方向的各个截面的流通面积与隔离段出口面积保持一致。

(5)根据燃烧室飞行马赫数范围确定燃烧室的扩张级数。对ma0-7范围的rbcc燃烧室，采用两级扩张燃烧室可实现宽范围可靠点火与火焰稳定。更宽范围的燃烧室，依据燃烧室的具体工作范围确定。

(6)对ma0-7范围的rbcc燃烧室，根据燃烧室飞行马赫数ma上边界确定一级扩张段长度l3及扩张角α3；

(7)对ma0-7范围的rbcc燃烧室，根据燃烧室飞行马赫数ma下边界确定二级扩张段长度l4及扩张角α4。

实施例1

对ma0-7范围的rbcc燃烧室：

(1)根据进气道设计结果，确定燃烧室入口高度h＝50mm，宽度w＝200mm；

(2)根据燃烧室入口高度h，选取隔离段长度l1＝500mm；根据隔离段附面层修正计算结果，选取隔离段扩张角α1＝1.0°。

(3)根据发动机总体所提供火箭推力室尺寸，确定火箭安装斜坡长度l2＝200mm，压缩角ε1＝11.4°、扩张角ε2＝11.4°；

(4)根据火箭斜坡长度l2、压缩角ε1、扩张角ε2，确定火箭斜坡安装扩张角α2＝5.7°；

(5)根据燃烧室飞行ma数上边界(ma＝6)确定一级扩张段长度l3＝500mm、扩张角α3＝2.3；

(6)根据燃烧室飞行ma数下边界(ma＝4)确定二级扩张段长度l4＝465mm、扩张角α4＝3.7°。

(7)根据上述设计参数设计的燃烧室，可以实现飞行马赫数ma0-7宽范围可靠点火和火焰稳定，燃烧效率≮0.85。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。