一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道

摘要

本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道，包括前体预压缩段、内压缩段及隔离段的进气道型面，其中进气道内收缩段上表面设置面积可调吸除区。在发动机总体给定进气道型面的约束下，根据无粘进气道理论所提出的变吸除控制结构方案，在不增加复杂装置的前提下，降低进气道的起动马赫数；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态前，进气道内收缩段作为吸除区全部开放；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态后，进气道内收缩段吸除区逐渐关闭。变吸除控制进气道结构提高了进气道在引射模态、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数；拓宽了火箭基组合循环进气道的工作范围，同时保证进气道在超燃模态下仍具有良好的性能。

主权项

一种火箭基组合循环发动机变吸除控制进气道,其特征在于:包括前体预压缩段、内压缩段及隔离段的进气道流道型面，其中，进气道内收缩段上表面设置面积可调吸除区；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态前，进气道内收缩段作为吸除区全部开放，其在水平方向的投影面积为D*L₀；当火箭基组合循环发动机转入亚燃模态后，进气道内收缩段吸除区逐渐关闭，且在马赫数4时完全关闭；其吸除区在水平方向投影面积S变化规律为:当来流马赫数Ma不大于2.5时，S＝D*L₀；当来流马赫数Ma大于2.5，但是不大于3时，S＝[1‑10*(Ma‑2.5)/8]*D*L₀；当来流马赫数Ma大于3时，S＝[0.375‑3*(Ma‑3)/8]*D*L₀；式中,进气道流道全宽度为D，内压缩段水平方向投影长度为L₀。