一种RBCC发动机及其燃烧组织方法

本发明涉及rbcc发动机，具体是一种rbcc发动机及其燃烧组织方法。

背景技术：

1、为保证rbcc发动机拥有充足的推力以完成从亚声速到高超声速的加速任务，rbcc发动机必须在极宽的速域(ma0-10)和空域(0-40km)内实现推进剂的高效燃烧。但是在rbcc发动机工作过程中来流条件的大幅变化和工作模态的切换导致在定几何条件下开展rbcc发动机燃烧组织方案设计极为困难。

2、目前见诸报道的rbcc发动机燃烧组织方案主要有三类。其典型代表分别是基于多个支板火箭的strutjet发动机、基于火箭及其尾迹区的e3发动机和基于火箭-燃料支板-凹腔的方案。但是上述三类方案均存在显著不足。由于采用多个支板火箭，strutjet发动机在高飞行马赫数下流动损失大。火箭数量多和可调喷管导致strutjet发动机系统过于复杂，可靠性低。e3发动机主要利用火箭高温燃气进行火焰稳定，在冲压模态下比冲较低。基于火箭-燃料支板-凹腔的方案也存在流动损失大、发动机结构复杂等缺点。

技术实现思路

1、针对上述现有技术中rbcc发动机燃烧组织方案和发动机结构过于复杂、高飞行马赫数流动损失大、燃烧效率较低等问题，本发明供一种rbcc发动机及其燃烧组织方法，具有结构简单、流动损失小和燃烧模式灵活多样等优点。

2、为实现上述目的，本发明提供一种rbcc发动机，包括燃烧室以及设在所述燃烧室内的火箭，且所述燃烧室的内壁上沿流向间隔设有第一凹腔与第二凹腔；

3、所述第一凹腔位于所述火箭喷口的上游，所述第二凹腔位于所述火箭喷口的下游；

4、所述燃烧室的内壁上对应所述火箭、所述第一凹腔、所述第二凹腔上游的位置分别设有第一燃料喷注器、第二燃料喷注器与第三燃料喷注器。

5、在其中一个实施例，所述第一凹腔与所述火箭喷口之间沿流向的间隔为至少一个流道高度。

6、在其中一个实施例，所述第二凹腔与所述火箭喷口之间沿流向的间隔为至少一个流道高度。

7、为实现上述目的，本发明还提供一种上述rbcc发动机的燃烧组织方法，包括：

8、当rbcc发动机的进气道处于不起动状态时，启动所述火箭，以在所述燃烧室内位于所述火箭下游的位置形成第一燃烧区，其中，当燃烧室入口气流总压高于第一阈值时，向所述燃烧室中喷注额外的燃料以提供更大推力；

9、当rbcc发动机的进气道处于起动状态时，可以关闭所述火箭，以依靠冲压燃烧提供推力，其中，当冲压燃烧推力不足时也可启动所述火箭。

10、在其中一个实施例，所述当燃烧室入口气流总压高于第一阈值时，向所述燃烧室中喷注额外的燃料以提供更大推力，具体为：

11、采用所述第一燃料喷注器进行燃料喷注，加强所述第一燃烧区的燃烧效果；或

12、采用所述第一燃料喷注器、所述第二燃料喷注器进行燃料喷注，加强所述第一燃烧区的燃烧效果的同时，在所述第一凹腔内形成第二燃烧区；或

13、采用所述第一燃料喷注器、所述第三燃料喷注器进行燃料喷注，加强所述第一燃烧区的燃烧效果的同时，在所述第二凹腔内形成第三燃烧区；或

14、采用所述第一燃料喷注器、所述第二燃料喷注器、所述第三燃料喷注器进行燃料喷注，加强所述第一燃烧区的燃烧效果的同时，分别在所述第一凹腔、所述第二凹腔内形成第二燃烧区、第三燃烧区。

15、在其中一个实施例，所述依靠冲压燃烧提供推力具体为：

16、当无需降低发动机热防护压力，且来流总压低于第二阈值时，采用所述第一燃料喷注器、所述第三燃料喷注器进行燃料喷注，以在所述火箭的下游、所述第二凹腔内分别形成第一燃烧区、第三燃烧区，以避免燃料在狭窄流道内集中释热造成的高燃烧室压力和进气道不起动；

17、当无需降低发动机热防护压力，且来流总压高于第二阈值时，采用所述第一燃料喷注器、所述第二燃料喷注器、所述第三燃料喷注器进行燃料喷注，以在所述火箭的下游、所述第一凹腔内、所述第二凹腔内分别形成第一燃烧区、第二燃烧区与第三燃烧区；

18、当需降低发动机热防护压力时，关闭所述第一燃料喷注器，采用所述第二燃料喷注器、所述第三燃料喷注器进行燃料喷注，以在所述第一凹腔、所述第二凹腔内形成第二燃烧区、第三燃烧区，以促使火箭尾迹区扩张，降低火箭底部流道扩张导致的流动损失。

19、在其中一个实施例，当来流空气总温高于1500k时，则需降低发动机热防护压力，否则无需降低发动机热防护压力。

20、在其中一个实施例，当来流马赫数高于第三阈值时，所述rbcc发动机的进气道处于起动状态，否则处于不起动状态。

21、与现有技术相比，本发明具有如下有益技术效果：

22、本发明通过在火箭喷口的上游与下游分别设置第一凹腔与第二凹腔，同时在火箭、第一凹腔与第二凹腔的上游位置分别设置第一燃料喷注器、第二燃料喷注器与第三燃料喷注器，形成基于火箭-串联双凹腔的rbcc发动机燃烧组织方案，充分利用火箭和凹腔的火焰稳定能力，相比于多支板燃烧室和组合支板-凹腔燃烧室等方案，不仅结构简洁，而且无可调装置或侵入式结构，燃烧模式灵活多样。

技术特征：

1.一种rbcc发动机，其特征在于，包括燃烧室以及设在所述燃烧室内的火箭，且所述燃烧室的内壁上沿流向间隔设有第一凹腔与第二凹腔；

2.根据权利要求1所述的rbcc发动机，其特征在于，所述第一凹腔与所述火箭喷口之间沿流向的间隔为至少一个流道高度。

3.根据权利要求1所述的rbcc发动机，其特征在于，所述第二凹腔与所述火箭喷口之间沿流向的间隔为至少一个流道高度。

4.一种权利要求1或2或3所述rbcc发动机的燃烧组织方法，其特征在于，包括：

5.根据权利要求4所述的燃烧组织方法，其特征在于，所述当燃烧室入口气流总压高于第一阈值时，向所述燃烧室中喷注额外的燃料以提供更大推力，具体为：

6.根据权利要求4所述的燃烧组织方法，其特征在于，所述依靠冲压燃烧提供推力具体为：

7.根据权利要求6所述的燃烧组织方法，其特征在于，当来流空气总温高于1500k时，则需降低发动机热防护压力，否则无需降低发动机热防护压力。

8.根据权利要求4至7任一项所述的燃烧组织方法，其特征在于，当来流马赫数高于第三阈值时，所述rbcc发动机的进气道处于起动状态，否则处于不起动状态。

技术总结本发明公开了一种RBCC发动机及其燃烧组织方法，该RBCC发动机包括燃烧室以及设在所述燃烧室内的火箭，且所述燃烧室的内壁上沿流向间隔设有第一凹腔与第二凹腔；所述第一凹腔位于所述火箭喷口的上游，所述第二凹腔位于所述火箭喷口的下游；所述燃烧室的内壁上对应所述火箭、所述第一凹腔、所述第二凹腔上游的位置分别设有第一燃料喷注器、第二燃料喷注器与第三燃料喷注器。本发明应用于RBCC发动机技术领域，基于火箭‑串联双凹腔的RBCC发动机燃烧组织方案，充分利用火箭和凹腔的火焰稳定能力，不仅结构简洁，而且无可调装置或侵入式结构，燃烧模式灵活多样。技术研发人员：孙明波,安彬,李佩波,梁昌海,王泰宇,王教儒,陈纪凯,李梦磊,谢宇,蔡宁华,夏博受保护的技术使用者：中国人民解放军国防科技大学技术研发日：技术公布日：2024/7/11