本发明提供了一种自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用,该组合发动机包括进气道、燃烧室、尾喷管、小流量火箭和大流量火箭,所述进气道、燃烧室和尾喷管依次首尾连接在一起,所述小流量火箭匹配安装在所述燃烧室的组合段内,所述大流量火箭匹配安装在所述尾喷管外侧,其出气端与所述尾喷管的内腔连通,所述大流量火箭启动时,其火箭羽流能够促进所述尾喷管内气动喉道的形成,所述尾喷管在与所述大流量火箭的出气端连接的部位匹配安装有旋转调节板。本发明在燃烧室内流道和尾喷管外侧安装火箭,通过调节大流量火箭、小流量火箭与尾喷管的耦合作用来满足飞行器在引射模态与亚燃模态下加速过程中所需的高推力与有效比冲的需求。

　　1.一种自适应可控喷流冲压组合发动机,包括进气道、燃烧室和尾喷管,所述进气道、燃烧室和尾喷管依次首尾连接在一起,其特征在于,所述发动机还包括小流量火箭和大流量火箭,

　　所述燃烧室包括组合段和混合燃烧段,所述小流量火箭匹配安装在所述组合段内部,所述混合燃烧段位于所述组合段的下游,在所述混合燃烧段内,所述小流量火箭喷出的火箭羽流能够与所述进气道进来的来流空气进行混合,

　　所述大流量火箭匹配安装在所述尾喷管外侧,所述大流量火箭的喷管出口与所述尾喷管的内流道连通,所述大流量火箭在马赫数Ma0,4飞行条件下启动时,其火箭羽流能够促进所述尾喷管内气动喉道的形成,

　　所述尾喷管在与所述大流量火箭的喷管出口连接的部位匹配安装有旋转调节板,在发动机入口的来流的马赫数不同情况下,通过调节所述旋转调节板来选择开闭所述大流量火箭与所述尾喷管之间的流道,所述小流量火箭和大流量火箭通过调节火箭流量来满足所述发动机在不同速域下的推力与比冲需求。

　　2.如权利要求1所述的自适应可控喷流冲压组合发动机,其特征在于,所述旋转调节板正常状态是处于水平状,当所述大流量火箭开启后,所述大流量火箭的火箭羽流喷进所述尾喷管里面,此时所述旋转调节板从原来水平位置旋转为倾斜状态,即可关闭所述大流量火箭的火箭羽流。

　　3.如权利要求1所述的自适应可控喷流冲压组合发动机,其特征在于,所述小流量火箭是从所述燃烧室的侧壁面向主流道中心内穿插进去固定安装。

　　4.一种如权利要求1至3任意一项所述的自适应可控喷流冲压组合发动机的工作方法,其特征在于,主要包括以下步骤,

　　发动机处于飞行马赫数为Ma0,2工况时,通过小流量火箭的引射作用从外界向发动机内引射进足够的二次流,二次流与小流量火箭喷流在燃烧室的混合燃烧段内掺混并进行二次补燃,以提高发动机推力,并开启尾喷管外侧的大流量火箭,通过调节安装在尾喷管与大流量火箭的出气端连接部位的旋转调节板,使大流量火箭的喷流进入尾喷管的内流道,大流量火箭的火箭羽流根据飞行工况可调控流量,以满足发动机在低速端的高推力需求,并优化发动机的有效比冲,大流量火箭的火箭羽流有利于引起流场的壅塞并促进气动喉道的形成,可以提高燃烧室的混合燃烧段的燃烧性能,

　　发动机处于飞行马赫数为Ma4,8+工况时,进气道正常工作并为燃烧室内提供足够流量的空气,此时将大流量火箭与小流量火箭关闭,并关闭旋转调节板,燃烧室出口的几何喉道能够提升马赫数Ma4,8+来流条件下的发动机双模态亚燃性能,发动机处于马赫数Ma4,8+工况下,发动机的燃烧组织方式与双模态超燃冲压发动机类似,通过在燃烧室内喷注燃料并与来流空气中的氧气进行掺混与燃烧,

　　发动机达到飞行马赫数Ma8+工况时,将进气道关闭并再次开启大流量火箭,通过大流量火箭的火箭羽流为发动机提供足够动力。

　　5.如权利要求4所述的自适应可控喷流冲压组合发动机的工作方法,其特征在于,所述步骤(2)中当发动机处于飞行马赫数为Ma2,4工况时,还可根据实际低马赫数飞行情况下,是否需要保证燃烧室的燃烧稳定以及点火性能来自行选择小流量火箭的开关。

　　[0001]本发明涉及航空航天动力技术领域,具体涉及一种自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用小火箭代理链接是什么。

　　[0002]随着航天技术的发展,对于执行卫星发射、执行深空探测等航天任务的航天工具仍为多级化学运载火箭,然而火箭存在低比冲性能、成本高的缺点,极大限制了航天活动的频次与规模,无法满足日益增长的进入太空、利用太空的需求。为了给航天任务提供一种安全、可靠及经济的运载器需求,需要考虑将火箭和其他吸气式推进系统相结合以提高飞行器的比冲和可操作性。近年来超燃冲压发动机技术已经取得了一系列重大突破,并从原理探索/关键技术攻关阶段转入工程研制阶段,NASA在2012年发布的推进系统路线图中,将结合火箭和冲压发动机的火箭基组合循环(RBCC)列为吸气式推进系统领域的优先发展对象。

　　[0003]RBCC发动机是将高比冲、低推重比的冲压发动机和低比冲、高推重比的火箭发动机有机地组合在同一流道内,构成一个新的热力循环系统,充分发挥冲压和火箭发动机各自的性能特点,以使整合发动机在宽广的速域、空域下都能具有良好的工作性能。RBCC发动机在加速过程中会采用不同的工作模态以适应不同的飞行马赫数,如图5所示,依次包括,引射模态、亚燃冲压模态、超燃模态和纯火箭模态。

　　[0004]引射模态(起飞到Ma2+),即工作在冲压发动机进气道正常起动。该工作模态下,火箭发动机保持开启状态,高温、高速的火箭射流通过抽吸和剪切作用将外界空气引入发动机内流道。随着飞行速度增大,主流引射作用减弱,来流的冲压作用逐渐增强,冲压作用开始取代引射作用成为决定因素。火箭射流和冲压气流进行掺混,并在燃烧室内进行二次补燃,提高燃烧室压力以产生额外的推力。相较于纯火箭推力,RBCC发动机通过引射模态会获得一定的推力增益,在起飞阶段为10,,加速到冲压模态接力时可达100,。

　　[0005] 亚燃冲压模态(Ma2,6) ,发动机进气道已经起动。空气来流经过进气道内激波系的压缩后在燃烧室入口降为亚声速,并在燃烧室内组织亚声速燃烧。在飞行马赫数2,4来流工况下,考虑到飞行器加速,维持发动机低温稳定燃烧以及提升点火性能等原因,可保持燃烧室内流道小火箭处于开启状态。

　　[0006] 超燃冲压模态(Ma6,8+) ,来流总温达到1700K以上,发动机燃烧室不再适合组织亚声速燃烧,一方面进气道的过度压缩会造成来流总压的剧烈下降,另一方面强压缩会造成燃烧室入口处气流的静温较高,燃烧的解离效应导致释热效率下降。因此在燃烧室内组织超声速燃烧,以得到较好的推力和比冲性能。

　　[0007] 纯火箭模态(Ma8+) ,此时空气密度逐渐下降,超燃冲压不能提供较好的推力增益。该工况下,进气道完全关闭,而火箭发动机以大功率工作,为飞行器提供动力,直至将飞行器送入预定轨道。

　　[0008] 美国从20世纪60年代开始RBCC发动机研制工作,并分别在20世纪60年代、90年代、21世纪初至今掀起了3次研制热潮。

　　[0009] 美国自20世纪60年代开始实施了一系列可重复使用运载器计划,该阶段多为方案可行性探索研究,发动机构型简单且工作范围较窄,在这第一次研究热潮中提出了RBCC的概念,并研究证明了相对于纯火箭发动机,RBCC更有优势,在未来的入轨飞行器发展上具有重要研究价值。在NASA、DARPA和空军等支持下美国开展了大规模深入细致的RBCC发动机技术研究,主要集中在RBCC引射模态及亚燃模态。20世纪60年代,马夸特公司等研究机构在NASA可重复使用太空运输系统研究计划(RLV)的支持下开展了RBCC发动机研究,应用方向包括高速飞机、可重复使用运载器等,典型的发动机有引射冲压(ejector ramjet,ERJ)和风扇增压引射冲压(supercharged ejector ramjet,SERJ)发动机。

　　[0010] 20世纪末,NASA先后提出了先进太空运输计划(ASTP)和综合航天运输计划(ISTP) ,计划在未来25年内发展第三代可重复使用发射技术,目的在于提高第三代可重复使用运载器的性能、降低发射和维护费用、努力实现航天运输班机化。RBCC发动机是可重复使用运载器主要的动力研究方向,典型发动机包括Aerojet公司的支板引射Strutjet发动机、Rocketdyne公司的A5发动机、格林研究中心的GTX发动机与ISTAR发动机等,其中GTX飞行器引射火箭安装在发动机侧壁,与冲压燃烧室形成一体化构型,并利用飞行器前体进行预压缩,ISTAR是X‑43B的动力,以Strutjet发动机为基础,采用变几何进气道及定几何尾喷管,并在流道中安装有多个支板,主火箭安装于支板中。这几款典型RBCC发动机研究,美国实现了从关键技术攻关和性能研究向工程化集成演示验证转化。

　　[001 1] 从21世纪初至今,针对RBCC的应用方案,掀开了第3次研究热潮。2002‑2010年,美国空军持续开展了RBCC发动机应用评估,在《技术地平线年空军科技发展愿景》中,把RBCC发动机为二级动力的高超声速空间飞行器既作为ISR/打击构型飞行器,也作为进入空间飞行器来规划。2012年,NASA技术路线图指导委员会、航空航天工程局及美国科学院发布了《NASA空间技术路线图和优先级,恢复NASA技术优势并为空间新纪元铺平道路》报告,RBCC仍然作为美国可重复使用运载器优先发展的动力系统。

　　[0012] 欧盟相关国家也同步开展了RBCC发动机研制工作。2003年,法国开展了LEA飞行试验项目并延续至今,2005年欧洲航天局制定了长期先进推进概念和技术研究计划(LAPCAT) ,主要开展了RBCC和TBCC的关键技术和飞行器概念设计。针对洲际目标进行了推进系统和飞行器分析研究,2008—2009年,欧洲航天局在LAP‑CAT—II内继续开展了RBCC飞行器论证设计。通过论证分析认为RBCC飞行器能够同时满足高超巡航和入轨飞行,并开展风洞试验和小尺寸飞行试验。

　　[0013] 日本的RBCC发动机研究工作始于1992年,并随着日本宇航探索局(Japan Aerospace Exploration Agency,JAXA)于2003年正式启动组合循环发动机的研究而进入高涨期。日本宇航探索局采用的E3‑RBCC发动机的引射火箭位于隔离段上壁面,内流道整体结构与超燃冲压发动机较为相近。从公开的文献来看,日本宇航探索局对于E3‑RBCC发动机的引射模态、亚燃冲压模态(Ma4,6)和超燃冲压模态(Ma8)已经开展了一系列直连和自由射流试验研究。后续日本宇航探索局将主要致力于RBCC发动机的技术演示验证工作,计划在2019‑2029年开展全长20m、并以采用碳氢燃料的RBCC发动机作为第一级动力的飞行器自主飞行试验,以评估其两级入轨及可重复使用能力。最终在2039年之前实现10名乘客或数吨的近地轨道运载能力。

　　[0014] 国内航天31所于20世纪70年代就开始跟踪分析国外对于RBCC发动机的研究,并于

　　90年代开展相关研究,已针对超燃模态进行了Ma1 .5,6的试验,验证了发动机性能。西北工业大学在RBCC方面的研究最为活跃,其对于宽域全流道匹配设计技术、宽来流条件组织与火焰稳定技术及多模态平稳过渡技术开展了系统研究。目前已经完成RBCC自由射流样机和飞行器/发动机一体化缩比集成样机的研制,验证了发动机全流道设计、模态过渡和一体化性能。航天科技六院11所对发动机各工作模态进行了细致研究,建立了一体化性能计算模型。国防科技大学围绕引射模态开展了一系列引射混合机理研究,并建立引射模态性能预测模型。

　　[0015] 通过和国外的研究进展对比,我国对于RBCC的研究进度接近世界先进水平,但尚未开展飞行试验研究,和美国同行仍存在一定差距。

　　[0016] RBCC发动机的引射模态是针对冲压发动机在低速条件下冲压能力弱导致推力不足的问题而提出的,然而在低速下超声速引射器的基本原理又表明发动机靠引射作用很难同时达到高引射比和高增压比,这也给发动机推力和比冲性能的提高带来了困难。对于飞行器加速过程,发动机推力与飞行器阻力差导致的加速能力(有效比冲)非常关键,低马赫数下采用大流量火箭尽管比冲增益小,但由于其有效比冲高反而具有优势。但目前的燃烧室内组合方案由于空间限制基本都是采用小流量火箭。

　　[0017] 针对上述背景技术中存在的技术问题,本发明提出了一种自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用,其在RBCC燃烧室内流道和尾喷管外侧安装火箭,通过调节大流量火箭、小流量火箭与尾喷管的耦合作用来满足飞行器在引射模态与亚燃模态下加速过程中所需的高推力与有效比冲的需求。

　　[0018] 为解决上述技术问题,本发明提供的一种自适应可控喷流冲压组合发动机,包括进气道、燃烧室和尾喷管,所述进气道、燃烧室和尾喷管依次首尾连接在一起,所述发动机还包括小流量火箭和大流量火箭,所述燃烧室包括组合段和混合燃烧段,所述小流量火箭匹配安装在所述组合段内部,所述混合燃烧段位于所述组合段的下游,在所述混合燃烧段内,所述小流量火箭喷出的火箭羽流能够与所述进气道进来的来流空气进行混合,所述大流量火箭匹配安装在所述尾喷管外侧,所述大流量火箭的喷管出口与所述尾喷管的内流道连通,所述大流量火箭在马赫数Ma0,4飞行条件下启动时,其火箭羽流能够促进所述尾喷管内气动喉道的形成,所述尾喷管在与所述大流量火箭的喷管出口连接的部位匹配安装有旋转调节板,在发动机入口的来流的马赫数不同情况下,通过调节所述旋转调节板来选择开闭所述大流量火箭与所述尾喷管之间的流道,所述小流量火箭和大流量火箭通过调节火箭流量来满足所述发动机在不同速域下的推力与比冲需求。

　　[0019] 所述自适应可控喷流冲压组合发动机,其中,所述旋转调节板正常状态是处于水平状,当所述大流量火箭开启后,所述大流量火箭的火箭羽流喷进所述尾喷管里面,此时所述旋转调节板从原来水平位置旋转为倾斜状态,即可关闭所述大流量火箭的火箭羽流。

　　[0020] 所述自适应可控喷流冲压组合发动机,其中,所述小流量火箭是从所述燃烧室的侧壁面向主流道中心内穿插进去固定安装。

　　[0023] 发动机处于飞行马赫数为Ma0,2工况时,通过小流量火箭的引射作用从外界向发动机内引射进足够的二次流,二次流与小流量火箭喷流在燃烧室的混合燃烧段内掺混并进行二次补燃,以提高发动机推力,并开启尾喷管外侧的大流量火箭,通过调节安装在尾喷管与大流量火箭的出气端连接部位的旋转调节板,使大流量火箭的喷流进入尾喷管的内流道,大流量火箭的火箭羽流根据飞行工况可调控流量,以满足发动机在低速端的高推力需求,并优化发动机的有效比冲,大流量火箭的火箭羽流有利于引起流场的壅塞并促进气动喉道的形成,可以提高燃烧室的混合燃烧段的燃烧性能,

　　[0026] 发动机处于飞行马赫数为Ma4,8+工况时,进气道正常工作并为燃烧室内提供足够流量的空气,此时将大流量火箭与小流量火箭关闭,并关闭旋转调节板,燃烧室出口的几何喉道能够提升马赫数Ma 4,8+来流条件下的发动机双模态亚燃性能,发动机处于马赫数Ma 4,8+工况下,发动机的燃烧组织方式与双模态超燃冲压发动机类似,通过在燃烧室内喷注燃料并与来流空气中的氧气进行掺混与燃烧,

　　[0028] 发动机达到飞行马赫数Ma8+工况时,将进气道关闭并再次开启大流量火箭,通过大流量火箭的火箭羽流为发动机提供足够动力。

　　[0029] 所述自适应可控喷流冲压组合发动机的工作方法,其中,所述步骤(2)中当发动机处于飞行马赫数为Ma2,4工况时,还可根据实际低马赫数飞行情况下,是否需要保证燃烧室的燃烧稳定以及点火性能来自行选择小流量火箭的开关。

　　[0032] 本发明通过在尾喷管外侧安装有大流量火箭,在低马赫数飞行条件下开启大流量火箭,通过大流量火箭的火箭羽流能够在尾喷管内形成气动喉道,来提升燃烧室的燃烧性能,且大流量火箭能够满足发动机在低速端下所需的高推力需求,能够使发动机快速通过低速端,使发动机的有效比冲更高。

　　[0034] (1)本发明通过在引射模态和亚燃模态(飞行马赫数Ma0,4)情况下,利用尾喷管几何结构的变化,并向燃烧室出口引入大流量火箭羽流,能够引起流场的流动壅塞,产生气动喉道,有利于发动机燃烧室点火与火焰稳定,提升了燃烧性能。且引入可调节的火箭喷流能够为组合发动机在执行运载任务的加速阶段提供额外的推力,满足组合发动机低速工况下对高推力的需求,并且能提升发动机的有效比冲,使其快速通过低速端。

　　[0035] (2)本发明在亚燃与超燃模态(飞行马赫数Ma4,8)情况下,将燃烧室内的小火箭喷流与尾喷管外侧的大流量火箭同时关闭,并调节自身的几何结构使尾喷管的面积扩张比增大,使气流完全膨胀做功,提升了发动机比冲性能。

　　[0036] (3)本发明在纯火箭模态下(飞行马赫数Ma8+)关闭进气道,并开启火箭发动机,只利用燃烧室内的大功率火箭主流来为发动机提供足够的动力。

　　返)或(Ma0,8+,高超声速巡航)的范围内进行宽域的工作,在新型吸气式组合循环发动机设计领域具备高和研究价值。

　　[0038] 为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍,显而易见地,下面描述中的附图是本发明的一些实施方式,对于本领域普通技术人员来讲,在不付出创造性劳动的前提下,还可以根据这些附图获得其他的附图。

　　[0040] 图2为本发明自适应可控喷流冲压组合发动机在飞行马赫数Ma0,4工况下的工作流场图,

　　[0041] 图3为本发明自适应可控喷流冲压组合发动机在飞行马赫数为Ma4,8+工况下的工作流场图,

　　[0042] 图4为本发明自适应可控喷流冲压组合发动机在飞行马赫数Ma8+工况下的工作流场图,

　　[0044] 下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述,显然,所描述的实施例是本发明一部分实施例,而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例,本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例,都属于本发明保护的范围。

　　[0045] 在本发明的描述中,需要说明的是,除非另有明确的规定和限定,术语“安装”、“连接”应做广义理解,例如,可以是固定连接,也可以是可拆卸连接,或一体地连接,可以是直接相连,也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言,可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

　　[0047] 如图1所示,本发明自适应可控喷流冲压组合发动机,包括进气道1、燃烧室2、尾喷管3、小流量火箭4以及大流量火箭5。

　　[0048] 该进气道1、燃烧室2和尾喷管3依次首尾连接,该进气道1用于输入来流空气,该尾喷管3为变几何尾喷管。

　　[0049] 该燃烧室2用于实现来流空气和喷注燃料的掺混燃烧,对发动机的性能起着决定性作用,其中,该燃烧室2包括组合段21和混合燃烧段22,该组合段21用来安装小流量火箭

　　4,该混合燃烧段22为燃烧室2内没安装小流量火箭4的下游剩余部分,在混合燃烧段22内小流量火箭4喷出的火箭羽流能够与进气道1进来的来流空气进行混合。

　　[0050] 该小流量火箭4匹配安装在燃烧室2的组合段21内部,具体是从燃烧室2的侧壁面向主流道中心内穿插进去固定安装。其中,本实施例中该燃烧室2采用的是方形燃烧室,对于圆型燃烧室也是从燃烧室2的侧壁向流道中心延伸安装小流量火箭4。

　　[0051] 该大流量火箭5匹配安装于尾喷管4外侧,大流量火箭5的喷管出口与尾喷管4的内流道连通,在马赫数Ma0,4飞行条件下开启大流量火箭5,大流量火箭5的羽流能够促进尾

　　喷管4内气动喉道6的形成,提升燃烧性能,大流量火箭5能够满足发动机在低速端下所需的高推力需求,能够使发动机快速通过低速端,因此发动机的有效比冲高。

　　[0052] 该尾喷管3在与大流量火箭5的喷管出口连接的部位壁面处安装有旋转调节板7。在发动机入口的来流的马赫数不同情况下,通过调节旋转调节板7可以选择打开或关闭大流量火箭5与尾喷管3之间的流道,该小流量火箭4及大流量火箭5可通过调节火箭流量来满足发动机在不同速域下的推力与比冲需求。

　　[0053] 该旋转调节板7正常状态是处于水平状,当大流量火箭5开启后,大流量火箭5的火箭羽流就能喷进尾喷管3里面,旋转调节板7从原来水平位置旋转为倾斜状态,即可关闭大流量火箭5的火箭羽流。

　　[0054] 本发明自适应可控喷流冲压发动机通过其自身耦合作用以及合理设计并调节尾喷管3来实现本发明自适应可控喷流冲压组合发动机在宽速域下(飞行马赫数0,8+)的高性能。

　　[0057] 如图2所示,发动机处于飞行马赫数Ma0,2时,开启本发明自适应可控喷流冲压发动机,通过小流量火箭4的引射作用从外界向发动机内引射进足够的二次流(空气) ,二次流与小流量火箭4的火箭羽流在燃烧室2内的混合燃烧段22掺混并进行二次补燃,来提高发动机的推力,并开启尾喷管3外侧的大流量火箭5,调节旋转调节板7使大流量火箭5的火箭羽流进入尾喷管3的内流道,大流量火箭5的火箭羽流根据飞行工况可调控流量,以满足发动机在低速端的高推力需求,同时优化发动机的有效比冲,同时大流量火箭5的火箭羽流有利于引起流场的壅塞并促进气动喉道6(由于大流量火箭5的气流导致的壅塞引起)的形成,可以提高发动机的燃烧室2的混合燃烧段22的燃烧性能。

　　[0059] 发动机处于飞行马赫数Ma2,4时,保持大流量火箭开启,并可根据实际低马赫数飞行情况下,是否需要保证燃烧室的燃烧稳定以及点火性能来自行选择小流量火箭5的开关。

　　[0060] 如图3所示,在飞行马赫数(Ma4,8+)下,由于马赫数的提高,导致冲压作用增强,进气道1能够正常工作并为燃烧室内提供足够流量的空气,不再需要利用小流量火箭4的引射作用来从外界向发动机内部引入空气,此时将大流量火箭5与小流量火箭4关闭,并关闭变尾喷管3的旋转调节板7,燃烧室出口的几何喉道8(是由大流量火箭5关闭后,气动壅塞效应消失,依赖燃烧室2自身几何结构的喉道形成的流场壅塞) 。