应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管

摘要

一种应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管，包括喷管本体，喷管本体上设有补流抽吸通道和气动突片通道。火箭基组合循环发动机处于引射模态工作时，火箭发动机会有一股高速气流沿着气动突片通道喷射至喷管本体外侧，形成气动突片，与喷管本体外部的气流相互作用形成流向涡，强化火箭射流与外部气流的掺混，并且随着火箭发动机不同的工况，气动突片的穿透深度会发生变化。当火箭基组合循环发动机处于亚燃或超燃模态时，火箭发动机关闭，喷管本体外部的气流会因为内外压差，自主地从喷管本体外侧沿着补流抽吸通道流入喷管本体内部，降低喷管产生的底阻。本发明具备一定的自适应调节能力，利于提升整体气动性能。

说明书

技术领域

本发明涉及一种应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管，主要应用于吸气式组合发动机等需要内外流掺混的动力系统。

背景技术

随着科学技术的进步，航空航天发动机对引射掺混的要求越来越高。如何有效的强化内外流的气流掺混，缩短发动机长度，降低阻力是各国研究的一个热点。

常规强化掺混的手段是通过波瓣、固体小突片等方式进行掺混，这会对发动机带来5％-15％的推力损失，而且结构复杂，防热困难，制造成本大。

因此开发一种结构简单，效果自适应可调的火箭喷管具有很强的实用价值。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管。本发明其在火箭喷管内安装了补流抽吸通道、气动突片通道，从而改变火箭喷管内的流动结构，根据火箭基组合循环发动机不同的工作模态，实现自适应调节气动突片强化掺混效果和外流补流降低火箭喷管阻力的积极效果。

为实现本发明的技术目的，采用以下技术方案：

一种应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管，该自适应火箭喷管位于火箭基组合循环发动机的发动机内流道内，自适应火箭喷管包括喷管本体，喷管主体内设有喷管内流道，所述喷管内流道依次设有喷管直线段、喷管收敛段和喷管扩张段，喷管收敛段的末端处也即喷管内流道中横截面最小处为喷管内流道的喉道，喉道的高度为Ht。所述喷管本体上设有补流抽吸通道以及气动突片通道。所述补流抽吸通道的进口设置在喷管本体的外侧壁上，补流抽吸通道的出口设置在喷管本体其喉道下游的喷管本体的内侧壁上；所述气动突片通道的进口位于补流抽吸通道其出口下游的喷管本体的内侧壁上，气动突片通道的出口设置在喷管本体的外侧壁上。

所述补流抽吸通道能够在火箭基组合循环发动机处于亚燃或超燃模态时，火箭发动机关闭，根据喷管本体内外侧产生的压力差，喷管本体外侧的气流自主地通过补流抽吸通道流入喷管内流道的喷管扩张段，与此同时气动突片通道会在该工况时由于喷管本体内外侧气流的作用出现气动堵塞。所述的气动突片通道能够在火箭基组合循环发动机处于引射模态时，根据喷管本体内外侧产生的压力差，在喷管本体外侧产生气动突片，与喷管本体外部的气流相互作用形成流向涡，强化喷管本体所喷射的火箭射流与外部气流的掺混；与此同时补流抽吸通道会在该工况时由于喷管本体内外侧气流的作用出现气动堵塞。这样，补流抽吸通道和气动突片通道均不需要设置控制开关和进出口挡片，根据发动机的工作状况，补流抽吸通道和气动突片通道的工作状态自行进行调节和切换。

进一步地，补流抽吸通道是一条倾斜设置的通道，相对于喷管本体其喷管扩张段末端的喷口，补流抽吸通道的出口靠近喷口，而补流抽吸通道的进口远离喷口。气动突片通道是一条倾斜设置的通道，相对于喷管本体其喷管扩张段末端的喷口，气动突片通道的进口远离喷口，气动突片通道的出口靠近喷口。补流抽吸通道与背向喷口的水平方向的夹角为α，α的范围为6°≦α≦45°。气动突片通道与背向喷口的水平方向的夹角为β，β的范围为90°≦β≦160°

进一步地，所述补流抽吸通道进口的口径为d，d的取值范围为0.1Ht≦d≦2Ht。所述补流抽吸通道出口的口径为c，c的取值范围为0.1Ht≦c≦2Ht，补流抽吸通道出口与喉道的距离为a，a的取值范围为0.1Ht≦a≦4Ht。补流抽吸通道可以是等直通道也可以是扩张通道。补流抽吸通道其通道宽度e的范围为0.1Ht≦e≦2Ht。

进一步地，所述气动突片通道进口的口径为f，f的取值范围为0.1Ht≦f≦2Ht，气动突片通道进口与喉道的距离为b，b的取值范围为Ht≦b≦6Ht，气动突片通道出口的口径为g，g的取值范围为0.1Ht≦g≦2Ht。气动突片通道可以是等直通道也可以是收缩通道，气动突片通道其通道宽度h的范围为0.1Ht≦h≦2Ht。

其中：等直通道即整个通道的横截面尺寸不变，扩张通道即从通道进口到通道出口其通道的横截面尺寸逐渐变大；收缩通道即从通道进口到通道出口其通道的横截面尺寸逐渐减小。

进一步地，所述喷管本体可以设计成二维喷管构型(如正方体形、长方体形的喷管)和轴对称喷管构型(即沿着对称轴旋转而成的圆柱形喷管)。

所述补流抽吸通道和气动突片通道布置的数量可以一致也可以不一致，补流抽吸通道布置的数量范围为4-36条，气动突片通道布置的数量范围为4-36条。如喷管本体为轴对称喷管，多条补流抽吸通道以及多条气动突片通道在喷管本体上沿径向均匀布置。且多条补流抽吸通道彼此间也可呈轴对称分布，多条气动突片通道彼此间也可呈轴对称分布。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

本发明所述补流抽吸通道能够在火箭基组合循环发动机处于亚燃或超燃模态时，火箭发动机关闭，根据喷管本体内外侧产生的压力差，喷管本体外侧的气流自主地通过补流抽吸通道流入喷管内流道的喷管扩张段，降低此时喷管本体的过膨胀率，减小火箭喷管的底阻，提高火箭基组合循环发动机整体性能，与此同时气动突片通道会在该工况时由于喷管本体内外侧气流的作用出现气动堵塞，对喷管本体的性能不产生任何不利影响。

本发明所述的气动突片通道能够在火箭基组合循环发动机处于引射模态时，根据喷管本体内外侧产生的压力差，在喷管本体外侧产生气动突片，与喷管本体外部的气流相互作用形成流向涡，强化喷管本体所喷射的火箭射流与外部气流的掺混，提升此时火箭基组合循环发动机内流道内的抗反压能力，缩短火箭基组合循环发动机设计尺寸，降低火箭基组合循环发动机重量，提升有效载荷。并且随着火箭基组合循环发动机不同的工况，气动突片的穿透深度会发生变化，经过优化设计的气动突片通道能够满足引射模态各工况下，火箭内外气流都获得较好的掺混效果，与此同时补流抽吸通道会在该工况时由于内外侧气流的作用出现气动堵塞，对喷管的性能不产生任何不利影响。

附图说明

图1是本发明的结构示意图。

图中各标号表示：

其中：1、喷管本体；2、喷管内流道；3、补流抽吸通道进口；4、喷管收敛段；5、喉道；6、补流抽吸通道；7、补流抽吸通道出口；8、气动突片通道进口；9、气动突片通道；10、气动突片通道出口；11、喷管扩张段；12、发动机内流道；13、喷管直线段。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

将本发明的设计思想，进行二维方向的拉升根据发动机设计要求即可以设计出二元式的应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管，将本发明的设计方法将补流抽吸通道和气动突片通道进行轴对称布置即可以设计出轴对称的应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管。

参照图1，应用于火箭基组合循环发动机的自适应火箭喷管，该自适应火箭喷管位于火箭基组合循环发动机的发动机内流道12内。自适应火箭喷管包括喷管本体1，喷管主体1内设有喷管内流道2，所述喷管内流道2依次设有喷管直线段13、喷管收敛段4和喷管扩张段11，喷管收敛段4的末端处也即喷管内流道2中横截面最小处为喷管内流道2的喉道5，喉道5的高度为Ht。所述喷管本体1上设有补流抽吸通道6以及气动突片通道9。所述补流抽吸通道进口3设置在喷管本体1的外侧壁上，补流抽吸通道出口7设置在喷管本体1其喉道5下游的喷管本体1的内侧壁上；所述气动突片通道进口8位于补流抽吸通道出口7下游的喷管本体1的内侧壁上，气动突片通道出口10设置在喷管本体1的外侧壁上。

补流抽吸通道进口3的长度d的范围为0.1Ht≦d≦2Ht，补流抽吸通道出口7的长度c的范围为0.1Ht≦c≦2Ht，补流抽吸通道出口7与喉道5的距离长度a的范围为0.1Ht≦a≦4Ht，补流抽吸通道6与背向喷口的水平方向的夹角为α，α的取值范围为6°≦α≦45°，补流抽吸通道6可以是等直通道也可以是扩张通道，补流抽吸通道6三维通道宽度e的范围为0.1Ht≦e≦2Ht。

所述气动突片通道进口8的长度f的范围为0.1Ht≦f≦2Ht，气动突片通道进口8与喉道的距离b的取值范围为Ht≦b≦6Ht，气动突片通道出口10的长度g的取值范围为0.1Ht≦g≦2Ht，气动突片通道9与背向喷口的水平方向的夹角为β的范围为90°≦β≦160°。气动突片通道9可以是等直通道也可以是收缩通道，气动突片通道9的通道宽度h的范围为0.1Ht≦h≦2Ht。

所述喷管本体可以设计成二维喷管构型和轴对称喷管构型。所述补流抽吸通道和气动突片通道布置的数量可以一致也可以不一致，补流抽吸通道布置的数量范围为4-36条，气动突片通道布置的数量范围为4-36条。如喷管本体为轴对称喷管，多条补流抽吸通道以及多条气动突片通道在喷管本体上沿径向均匀布置。且多条补流抽吸通道彼此间也可呈轴对称分布，多条气动突片通道彼此间也可呈轴对称分布。

补流抽吸通道6和气动突片通道9均不需要设置控制开关和进出口挡片，根据发动机的工作状况，补流抽吸通道6和气动突片通道9的工作状态自行进行调节和切换。所述补流抽吸通道能够在火箭基组合循环发动机处于亚燃或超燃模态时，根据喷管本体内外侧产生的压力差，喷管本体外侧的气流通过补流抽吸通道流入喷管内流道的喷管扩张段，与此同时气动突片通道会在该工况时由于喷管本体内外侧气流的作用出现气动堵塞。所述的气动突片通道能够在火箭基组合循环发动机处于引射模态时，根据喷管本体内外侧产生的压力差，在喷管本体外侧产生气动突片，与喷管本体外部的气流相互作用形成流向涡，强化喷管本体所喷射的火箭射流与外部气流的掺混；与此同时补流抽吸通道会在该工况时由于喷管本体内外侧气流的作用出现气动堵塞。

因此本发明能够时火箭基组合循环发动机根据自身的工况，利用补流抽吸通道6和气动突片通道9对火箭内外侧气流进行自适应调节，在引射模态时强化内外流的气流掺混，缩短发动机长度，降低亚燃和超燃模态时火箭喷管产生的底阻而且结构简单，效果可调，具有很强的实用价值。

以上所述仅为本发明的优选的实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。