一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计制造技术

本发明专利技术公开了一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，在进气道隔离段最小截面位于喉道段内的约束下，通过改进隔离段有效流通域截面积，将进气道喉道段截面积增加至等同于燃烧室入口截面积，在进气道火箭支板段实现有效流通域等截面积流通，并将进气道火箭支板段后的等直段改型为收缩段，以匹配燃烧室入口截面；确保进气道隔离段最小截面积位于喉道段内；进气道隔离段降低了进气道的起动马赫数，提高了进气道在引射、亚燃模态下的流量系数和其它性能参数。火箭基组合循环发动机进气道隔离段设计拓展性强，根据不同燃烧室入口截面尺寸对进气道隔离段进行设计，可有效地拓宽进气道的工作范围，有利于提高发动机的整体性能。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及火箭冲压发动机
，具体地说，涉及一种火箭基组合循环发动 机进气道隔离段结构设计。
技术介绍
火箭基组合循环（Rocket-Based-Combined-Cycle, RBCC)发动机具有可重复使 用、低成本以及较高的可靠性等潜在优势，被视为最有可能应用于未来天地往返运输系统 的推进系统之一。以火箭基组合循环发动机为推进系统的飞行器可以实现从地面零速起 飞，在飞行过程中不断加速直至达到巡航状态，工作马赫域包含亚音速阶段、跨音速阶段、 超音速阶段、高超音速阶段；在空间上，火箭基组合循环发动机具备从海平面直至大气层 外持续工作的能力。根据飞行器的工作高度和马赫数，火箭基组合循环发动机依次经历以 下四种模态，分别为引射模态，亚燃冲压模态，超燃冲压模态，纯火箭模态。但随着这种火 箭基组合循环发动机的研究工作不断深入，发现进气道工作性能的好坏对发动机的整体性 能具有至关重要的影响。因此，火箭基组合循环发动机要求相应进气道在宽速域，广空域 的工作范围内能稳定、高效的工作，即要求进气道在较低的飞行马赫数下起动能力；要求进 气道在宽范围内的具有较高流量系数；要求进气道本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种火箭基组合循环发动机进气道隔离段结构设计，其特征在于:包括等直喉道段、单侧扩张火箭支板段、单侧收缩段的进气道隔离段,其中,进气道隔离段宽度为D，燃烧室入口高度为H；等直喉道段高度H0＝H，长度L0＝H；火箭支板高度H1＝H，宽度为D1；支板半楔角为θ，长度L1＝D1/2tanθ；火箭支板段单侧扩张角为:δ＝arctan{[H‑H*(1‑D1/D)]/L1}＝arctan[2tanθ*(H/D)]支板与单侧扩张段相连接，形成半贯穿的火箭支板；收缩段长度为L2＝H，收缩角为β＝arctan(D1/D)；进气道喉道段最小流通域截面积为H*D，火箭支板段受到单侧扩张‑火箭支板收缩的双重作用，实现有...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：石磊，秦飞，刘佩进，张正泽，魏祥庚，何国强，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61