本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，包括通过管路相连接的推进剂供应系统和一次火箭发动机推力室，推进剂供应系统包括氧化剂供应系统和燃料供应系统；氧化剂供应系统包括氧气流量控制系统，氧气流量控制系统包括多个氧气输送管路，每一个氧气输送管路上均设置有用于开启和关闭的氧气减压阀，氧气输送管路的出口连接有氧气孔板；燃料供应系统包括多个燃料输送管路，每一个燃料输送管路的出口均设置有汽蚀文氏管，燃料输送管路的入口与氮气减压器连接。该发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统精确、可控、稳定、快速地调节推进剂流量，且复杂程度低，操作简单的火箭基组合循环发动机一次火箭变工况系统。
1.一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，包括通过管路相连接的推进剂供应系统和一次火箭发动机推力室(18)，所述推进剂供应系统包括氧化剂供应系统(A)和燃料供应系统(B)；
所述氧化剂供应系统(A)包括氧气流量控制系统，所述氧气流量控制系统包括多个氧气输送管路，每一个所述氧气输送管路上均设置有用于开启和关闭的氧气减压阀(4)，所述氧气输送管路的出口连接有氧气孔板(6)；
所述燃料供应系统(B)包括压力控制系统，所述压力控制系统包括多个燃料输送管路，每一个所述燃料输送管路的出口均设置有汽蚀文氏管(15)，所述燃料输送管路的入口与用于减小和增大氮气流量的氮气减压器(11)连接。
2.按照权利要求1所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述氧气流量控制系统还包括与氧气减压阀(4)的入口相连接的氧气储箱(1)，每一个所述氧气减压阀(4)的出口与氧气孔板(6)之间都连接有一电磁阀(5)，所述氧气孔板(6)的出口通过单向阀(19)与一次火箭发动机推力室(18)，所述氧气孔板(6)和单向阀(19)之间还连接有气体流量计(7)。
3.按照权利要求2所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，至少一个所述氧气减压阀(4)的进口与氧气储箱(1)之间连接有高压进气缓冲阀(22)，且所述氧气减压阀(4)的出口与压力控制器(23)连接。
4.按照权利要求3所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述氧气储箱(1)和氧气减压阀(4)之间还依次连接有过滤器(2)和高压进气电磁阀(3)，所述氧气储箱(1)上还连接有氧气充排气阀(21)。
5.按照权利要求1所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述氮气减压器(11)的入口与氮气储箱(8)的出口通过高压进气阀(9)连接，所述氮气减压器(11)与汽蚀文氏管(15)之间依次连接有燃料增压进气阀(13)和燃料储箱(14)，所述燃料储箱(14)上还连接有燃料充排气阀(24)，每一个所述汽蚀文氏管(15)的出口均连接有一燃料供给阀(16)，所述燃料供给阀(16)的出口与一次火箭发动机推力室(18)连接。
6.按照权利要求5所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述氮气储箱(8)还通过缓冲阀(10)与一次火箭发动机推力室(18)的入口连接，所述缓冲阀(10)的出口端还与氮气减压器(11)的入口连接；所述缓冲阀(10)的出口还与氧化剂供应系统(A)的出口端连接。
7.按照权利要求6所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述燃料储箱(14)的入口还与燃料储箱增压缓冲电磁阀(12)连接，所述燃料储箱增压缓冲电磁阀(12)的另一端与氮气减压器(11)的出口连接；所述燃料供给阀(16)的出口与一次火箭发动机推力室(18)还连接有涡轮流量计(17)，所述燃料供给阀(16)的出口还连接有压力传感器(20)。
8.按照权利要求1、2、3、4、5、6或7所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述一次火箭发动机推力室(18)包括头部(25)和身部(26)，所述头部(25)包括煤油喷嘴(27)和多个氧气喷嘴(28)，所述煤油喷嘴(27)设置在头部的中心点的位置，所述氧气喷嘴(28)设置在以头部中心点为圆心的周围。
9.按照权利要求8所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述氧气喷嘴(28)的个数为12个，且其对称分布在以头部中心点为圆心的周围，多个所述氧气喷嘴(28)的轴线与煤油喷嘴轴线的夹角为30°。
10.按照权利要求9所述的一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，其特征在于，所述身部的上部设置有火花塞式点火器(29)，所述火花塞式点火器(29)与煤油喷嘴出口所在平面的距离为40mm，所述火花塞式点火器(29)顶面凹进身部(26)的绝热层内壁2mm。
一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统
技术领域
[0001] 本发明属于火箭技术领域，具体涉及一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统。
背景技术
[0002] RBCC(Rocket based combined cycle:火箭基组合循环)动力系统中，一次火箭(即引射火箭)是发动机的核心部件。在低速引射模态下，飞行器需要在短时间内加速到巡航状态，需要很大的推力。而这时由于飞行器飞行马赫数低(在起飞时甚至为0)，来流冲压作用很弱，只能依靠一次火箭来提供主要推力。嵌于流道中的一次火箭工作，通过其高速气流的引射抽吸作用，引入二次空气流，并在流道的燃烧室内组织二次燃烧，提高混合燃气的能量，在纯火箭的基础上获得推力，提高发动机比冲。因而在引射模态下，一次火箭需要很大的流量和高的燃烧室室压。而在亚燃、超燃模态，高速来流空气的冲压作用很明显，为了高比冲需要火箭发动机保持小流量甚至关闭。研究发现，亚燃、超燃模态下，小流量富燃的一次火箭可以增强燃烧和推力性能，实现火焰稳定。如果采取这种方案的话，要求一次火箭是小流量、低燃烧室压力和低混合比的。由此可见，一次火箭主要设计要求为流量大范围可调，混合比可调。
[0003] 鉴于对RBCC一次火箭的特殊要求，目前，世界各国都致力于工况可调一次火箭的探索。现有的公开文献《变推力液体火箭发动机及其控制技术》(国防工业出版社,2001)、《Testing of the 650 K1bf LOX/LH2 low cost pintle engine》(AIAA 2001-3987,2001)等文中描述了现有流量调节技术与控制技术，已有的液体火箭发动机流量调节技术主要通过喷注器调节与管路调节等实现，喷注器调节的主要方式为调节喷注压降、改变喷注面积、改变推进剂密度、改变流量系数，目前，可调环形喷注器、针栓式喷注器和离心喷注器是工程上得以应用或已得到试验验证的喷注器。管路中的流量调节主要依靠可调汽蚀文氏管与各种节流阀门来实现。通常流量调节方案中采用的调节控制技术，若具有快速响应，精确控制的优点，一般会存在需要较为复杂的伺服机构或动力装置等缺点；若具有操纵简单的特点，则一般会出现精度低、可控性差的问题。
发明内容
[0004] 本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种精确、可控、稳定、快速地调节推进剂流量，且复杂程度低，操作简单的火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，包括通过管路相连接的推进剂供应系统和一次火箭发动机推力室，推进剂供应系统包括氧化剂供应系统和燃料供应系统；
[0006] 氧化剂供应系统包括氧气流量控制系统，氧气流量控制系统包括多个氧气输送管路，每一个所述氧气输送管路上均设置有用于开启和关闭的氧气减压阀，氧气输送管路的出口连接有氧气孔板；燃料供应系统包括压力控制系统，压力控制系统包括多个燃料输送管路，每一个燃料输送管路的出口均设置有汽蚀文氏管，燃料输送管路的入口与用于减小和增大氮气流量的氮气减压器连接。
[0007] 进一步地，该氧气流量控制系统还包括与氧气减压阀的入口相连接的氧气储箱，每一个氧气减压阀的出口与氧气孔板都连接有一电磁阀，氧气孔板的出口通过单向阀与一次火箭发动机推力室，氧气孔板和单向阀之间还连接有气体流量计。
[0008] 进一步地，至少一个氧气减压阀的进口与氧气储箱之间连接有高压进气缓冲阀，且氧气减压阀的出口与压力控制器连接。
[0009] 进一步地，该氧气储箱和氧气减压阀之间还依次连接有过滤器和高压进气电磁阀，氧气储箱上还连接有氧气充排气阀。
[0010] 进一步地，该氮气减压器入口与氮气储箱的出口通过高压进气阀连接，氮气减压器与汽蚀文氏管之间依次连接有燃料增压进气阀和连接有燃料储箱，所述燃料储箱上还连接有燃料充排气阀，每一个汽蚀文氏管的出口均连接有一燃料供给阀，燃料供给阀的出口与一次火箭发动机推力室连接，。
[0011] 进一步地，该燃料储箱的入口还与燃料储箱增压缓冲电磁阀连接，所述燃料储箱增压缓冲电磁阀的另一端与氮气减压器的出口连接；该氮气储箱还通过缓冲阀与一次火箭发动机推力室的入口连接，缓冲阀的出口端还与氮气减压器的入口连接；缓冲阀的出口还与氧化剂供应系统的出口端连接。
[0012] 进一步地，该燃料供给阀的出口与一次火箭发动机推力室还连接有涡轮流量计，燃料供给阀的出口还连接有压力传感器。
[0013] 进一步地，该一次火箭发动机推力室包括头部和身部，所述头部包括煤油喷嘴和多个氧气喷嘴，煤油喷嘴设置在头部的中心点的位置，氧气喷嘴设置在以头部中心点为圆心的周围。
[0014] 进一步地，该氧气喷嘴的个数为12个，且其对称分布在以头部中心点为圆心的周围，多个氧气喷嘴的轴线与煤油喷嘴轴线的夹角为30度。
[0015] 进一步地，该身部的上部设置有火花塞式点火器，火花塞式点火器与煤油喷嘴出口所在平面的距离为40mm，火花塞式点火器顶面凹进身部的绝热层内壁2mm[0016] 本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，采用减压器配合相应孔板流量计(氧化剂)或汽蚀文氏管(燃料)的方法，在由高至低的工况切换过程中，通过关闭相应管路阀门(反向工作也可以，有低到高可以打开管路)，以实现推进剂供应量的减少，这种方法能够有效降低系统复杂性，并实现流量的精确、可控、快速调节，满足流量调节需求。
附图说明
[0017] 图1是本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统的示意图。
[0018] 图2是本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统推力室A-A方向俯视图。
[0019] 图3是本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统推力室A-O-B剖图。
[0020] 图4是本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统实验结果曲线图。
[0021] 其中：A.氧化剂供应系统,B.燃料供应系统,1.氧气储箱，2.过滤器，3.高压进气电磁阀，4.氧气减压阀，5.电磁阀，6.氧气孔板，7.气体流量计，8.氮气贮箱；9.高压进气阀，10.缓冲阀，11.氮气减压器，12.燃料贮箱增压缓冲电磁阀，13.燃料增压进气阀，14.燃料贮箱，15.汽蚀文氏管，16.燃料供给阀，17.涡轮流量计；18.一次火箭发动机推力室，19.单向阀，20.压力传感器，21.气体充排气阀，22.高压进气缓冲阀，23.压力控制器，24.燃料充排泄阀，25.头部，26.身部，27.煤油喷嘴，28.氧气喷嘴，29.点火器。
具体实施方式
[0022] 如图1所示，一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，包括通过管路相连接的推进剂供应系统和一次火箭发动机推力室18，推进剂供应系统包括氧化剂供应系统A和燃料供应系统B；氧化剂供应系统A包括氧气流量控制系统，氧气流量控制系统包括多个氧气输送管路，每一个氧气输送管路上均设置有用于开启和关闭的氧气减压阀4，氧气输送管路的出口连接有氧气孔板6；燃料供应系统B包括压力控制系统，压力控制系统包括多个燃料输送管路，每一个所述燃料输送管路的出口均设置有汽蚀文氏管15，燃料输送管路的入口与用于减小和增大氮气流量的氮气减压器11连接。氧气流量控制系统还包括与氧气减压阀4的入口相连接的氧气储箱1，每一个氧气减压阀4的出口与氧气孔板6都连接有一电磁阀5，氧气孔板6的出口通过单向阀19与一次火箭发动机推力室18，氧气孔板6和单向阀19之间还连接有气体流量计7。至少一个氧气减压阀4的进口与氧气储箱1之间连接有高压进气缓冲阀22，且氧气减压阀4的出口与压力控制器23连接。高压进气缓冲阀22的作用是用来保护高压进气电磁阀的，因为高压进气电磁阀在高的压差下工作，寿命及工作可靠性会受影响，使用通一股小量的高压气到阀后，提高阀门的启闭性能，减缓气体冲击。氧气储箱1和氧气减压阀4之间还依次连接有过滤器2和高压进气电磁阀3，氧气储箱1上还连接有氧气充排气阀21。
[0023] 本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，氮气减压器11入口与氮气储箱8的出口通过高压进气阀9连接，氮气减压器11与汽蚀文氏管15之间依次连接有燃料增压进气阀13和连接有燃料储箱14，燃料储箱14上还连接有燃料充排气阀24，燃料储箱14的入口还与燃料储箱增压缓冲电磁阀12连接，燃料储箱增压缓冲电磁阀12的另一端与氮气减压器11的出口连接。每一个汽蚀文氏管15的出口均连接有一燃料供给阀16，燃料供给阀16的出口与一次火箭发动机推力室18连接。氮气储箱8还通过缓冲阀10与一次火箭发动机推力室18的入口连接，缓冲阀10的出口端还与氮气减压器的入口连接；缓冲阀10的出口还与氧化剂供应系统A的出口端连接。燃料供给阀16的出口与一次火箭发动机推力室18还连接有涡轮流量计17，述燃料供给阀16的出口还连接有压力传感器20。缓冲阀10选择高压进气缓冲阀。
[0024] 如图2和图3所示，一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，一次火箭发动机推力室18包括头部25和身部，头部包括煤油喷嘴27和多个氧气喷嘴28，煤油喷嘴27设置在头部的中心点的位置，氧气喷嘴(28)设置在以头部中心点为圆心的周围。氧气喷嘴28的个数为12个，且其对称分布在以头部中心点为圆心的周围，多个氧气喷嘴28的轴线与煤油喷嘴轴线的夹角为30度。身部的上部设置有火花塞式点火器29，火花塞式点火器29与煤油喷嘴出口所在平面的距离为40mm，火花塞式点火器29顶面凹进身部26的绝热层内壁2mm。煤油喷嘴27选用涡流器式煤油喷嘴，氧气喷嘴28选用直流式喷嘴。
[0025] 本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，采用实验对该系统进行检测，首先按照图1及图2组建本发明的系统，并将实验系统安装固定在实验台架上。安装完成后，进行冷态调试，主要包括煤油和氧气流量标定、充填时间测量等。冷态调试完成后，即可进行热试车试验。
[0026] 本实验的燃料采用JP-10航空煤油，氧化剂采用氧气，工况变化为高工况到低工况，其中高工况总流量120g/s，混合比1.06，室压1.63MPa，低工况总流量80g/s，混合比1.06，室压1.1MPa，喷管喉径为12mm。
[0027] 本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统操作过程如下：
[0028] 1)按照系统图进行系统的安装；
[0029] 2)测量系统管路气密性，加注燃料和氧气；
[0030] 3)进行系统冷调工作：
[0031] 氧气冷调：调节氧气贮箱1压力为13.7MPa，孔板流量计6孔径为3mm，故需调节相连接的两路管路上的氧气减压阀4压力分别为3.68MPa与2.44MPa，控制氧气流量分别为61.7g/s与41.2g/s，利用气体流量计7实时监测氧气流量；
[0032] 煤油冷调：选用两路管路上的汽蚀文氏管15喉径分别为1.0mm和0.9mm，调节氮气减压器1以调节挤压压力为4.37MPa，即煤油贮箱压力为4.37MPa，开启与汽蚀文氏管15相对应的管路上的燃料供给阀16，控制煤油流量为58.3g/s，仅开启一路燃料供给阀16所在的管路时控制煤油流量为38.8g/s，液体涡轮流量计17可监测燃料流量；
[0033] 4)测量氧气和煤油的充填时间，制定实验工作时序，并写入数据采集及控制系统；
[0034] 本实验测得氧气充填时间为0.35s，煤油充填时间为1.4s，故时序为：开启高压进气电磁阀3，高压进气阀9，燃料增压进气阀13，3s后开启相应的燃料供给阀16，0.65s后开启一路氧气供给电磁阀5与火花塞，1.75s后关闭火花塞，2s后，关闭一路氧气供给电磁阀5，0.15s后开启第二路氧气供给电磁阀5，并关闭Ⅱ燃料供给阀16，3s后Ⅱ氧气供给电磁阀5关闭，0.2s后Ⅰ燃料供给阀16关闭吹除系统打开；
[0035] 5)检查各部件是否正常工作，管路是否泄漏；
[0036] 6)进行热试车试验。
[0037] 按照实验操作规程进行实验，实验一切正常，实验数据完整，获得了变工况一次液体火箭系统工作压强，如图4所示。由图4可知：发动机工作正常，与设计燃烧室压强接近；发动机成功实现了变工况工作，出现两个不同的燃烧室压强，并且过渡过程平稳，整个系统工作正常。
[0038] 本发明一种火箭基组合循环发动机变工况一次火箭系统，该系统的主要特征为：通过多路的氧气减压阀和孔板组合实现了氧气路流量的改变；通过多路的氮气减压器和气蚀文氏管组合实现了煤油路的流量调节；头部采用了涡流器式煤油喷嘴和氧气直流喷嘴的组合式撞击喷注器；火花塞点火器的安装方式和位置解决了点火器易烧坏的问题；该系统可以实现液体发动机实时变工况工作，实现推力室压强及流量的变化。推力室头部采用一个涡流器式煤油喷嘴和12个氧气直流喷嘴，氧气直流喷嘴的轴线与煤油喷嘴轴向的夹角为
27度。该头部可以实现煤油的良好雾化和氧气与煤油的充分掺混。在推力室侧壁距煤油喷嘴出口平面40mm处安装火花塞式点火器，使火花塞的顶面凹进绝热层内壁内，距推力室内绝热层内壁2mm。这样布置可以保护火花塞不被烧坏，并且能够实现重复使用。
