应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机制造技术

本发明专利技术涉及一种应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机。应用于RBCC发动机的火箭喷管，所述RBCC发动机设有内流道，所述火箭喷管设置于所述内流道内，所述火箭喷管包括：喉部，所述喉部的形状为圆形，且所述喉部的面积为A1；以及出口，所述出口与所述喉部连通并位于所述内流道的隔离段，所述出口的形状不是圆形，且所述出口的面积为A2；所述A2的数值通过以下数学模型进行估算，以使在所述RBCC发动机处于设计工况时，所述火箭喷管的射流与引射空气满足压力匹配条件：

【技术实现步骤摘要】
应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机
本专利技术涉及空天发动机
，特别是涉及应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机。
技术介绍
发动机的速域范围是发动机的一项重要设计指标，速域范围宽意味着发动机适用范围更广，飞行包线范围越大，发动机越实用，应用前景越广。RBCC(Rocket-BasedCombinedCycle，火箭基组合循环推进系统)发动机突破了常规吸气式冲压发动机的限制，能够在较宽的飞行马赫数下工作，应用前途广泛。但是对于常规的几何不可调RBCC发动机，在较低马赫数时发动机处于引射模态，此时发动需要借助内部的火箭对吸入的空气进行增压，为了进一步提高推力，需要火箭射流与空气在很短的范围内就可以实现快速掺混，同时能量损失还要求最小。而目前对火箭喷管的设计中，均不能在满足火箭射流与空气在很短的范围内就可以实现快速掺混的同时保证能量损失小的要求，性能较差。
技术实现思路
基于此，有必要提供一种性能较佳的应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机。一种应用于RBCC发动机的火箭喷管，所述RBCC发动机设有内流道，所述火箭喷管设置于所述内流道内，所述火箭喷管包括：喉部，所述喉部的形状为圆形，且所述喉部的面积为A1；以及出口，所述出口与所述喉部连通并位于所述内流道的隔离段，所述出口的形状不是圆形，且所述出口的面积为A2；所述A2的数值通过以下数学模型进行估算，以使在所述RBCC发动机处于设计工况时，所述火箭喷管的射流与引射空气满足压力匹配条件：<br>其中，K为所述火箭喷管内的燃料的比热比，Mat为所述出口的马赫数，Pts为所述引射空气的总压，Ptp为火箭的总压。在其中一个实施例中，所述出口的形状包括以下部分：内圆区域；以及分布在所述内圆周向的多个外伸区域。在其中一个实施例中，所述内圆区域与所述喉部同轴，且所述内圆区域的面积与所述喉部的面积相同，所述内圆区域的面积与多个所述外伸区域的面积之和为A2。在其中一个实施例中，每个所述外伸区域的形状均相同，且多个所述外伸区域沿所述内圆区域的周向均匀间隔设置。在其中一个实施例中，所述外伸区域的外轮廓的形状为抛物线，且所述抛物线的开口朝向所述内圆区域。在其中一个实施例中，所述外伸区域的外轮廓与所述内圆区域的外轮廓之间的两个交点的距离为j，所述外伸区域的顶点至所述圆形区域的圆心的距离为h，h/j小于等于8。在其中一个实施例中，所述喉部的中心至所述出口的中心的距离为L，所述隔离段的直径为D，0.15D<h<L。在其中一个实施例中，所述喷管的内壁从所述喉部至所述出口的方向弧形过渡。在其中一个实施例中，所述外伸区域的个数为3-15中的任意值。一种RBCC发动机，包括：发动机主体，设有具有隔离段的内流道；以及如上所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，所述火箭喷管设置于所述内流道，且所述火箭喷管的出口位于所述隔离段。在本申请的方案中，通过对火箭喷管的出口进行变形，在保证火箭喷管的出口的面积与传统方案中火箭喷管的出口的面积相同的情况下，增加了周长，从而增加了火箭射流与隔离段内引射空气的接触面积，提高了混合效率。并且，通过混合效率的提高，也能够缩短混合段的长度，从而减少整个RBCC发动机的长度，进而提高了发动机的推重比。且本申请的火箭喷管的出口面积根据上述估算A2的数值的数学模型进行估算，而通过上述方法估算出的A2的数值，能够使在所述RBCC发动机处于设计工况时，所述火箭喷管的射流与引射空气满足压力匹配条件，达到降低损失，防止内流道堵塞的效果。因此，上述的方案解决了传统的火箭喷管均不能在满足火箭射流与空气在很短的范围内就可以实现快速掺混的同时保证能量损失小的矛盾。附图说明图1为本专利技术一实施例中的RBCC发动机的结构示意图；图2为本专利技术一实施例中的火箭喷管的出口的形状与传统的火箭喷管的出口的形状的比较图。具体实施方式为使本专利技术的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本专利技术的具体实施方式做详细的说明。在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本专利技术。但是本专利技术能够以很多不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本专利技术内涵的情况下做类似改进，因此本专利技术不受下面公开的具体实施例的限制。术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本专利技术的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。在本专利技术中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。如
技术介绍
所述，传统的火箭喷管均不能在满足火箭射流与空气在很短的范围内就可以实现快速掺混的同时保证能量损失小的要求，性能较差，其主要原因在于：传统的火箭喷管的出口的形状均为圆形，火箭喷管若按RBCC发动机处于设计工况时，火箭喷管的射流与引射空气满足压力匹配条件进行设计，火箭喷管的圆形出口面积很小，并且由于圆形出口的面积与其半径呈正相关，且圆形出口的周长也与其半径呈正相关，因此，在火箭喷管的圆形出口面积很小的情况下，火箭喷管的圆形出口的周长也较小，致使火箭射流与空气的接触面积也小，因此很难实现短距离的混合；若将火箭喷管的圆形出口面积增大，火箭喷管的出口马赫数就会显著提高，此时火箭射流与引射空气压力不匹配，火箭极容易处于过膨胀状态，产生很大的能量损失。故而，传统的火箭喷管均不能在满足火箭射流与空气在很短的范围内就可以实现快速掺混的同时保证能量损失小的要求，性能较差。如图1所示，在本申请中，一实施例涉及一种RBCC发动机，该RBCC发动机为轴对称结构，且包括发动机主体，所述发动机主体100设有内流道，内流道包括依次连通的进气道、隔离段110、混合段、扩张段、燃烧室、等直段以及排气段依次连通。从进气道进入到内流道的空气经过隔离段110后在混合段内与燃气混合，混合后的气体在扩张段内减速增压，以更好的在燃烧室内燃烧，而富余的燃料在等直段内进一步燃烧，并提高燃烧的稳定性，最后燃烧后的气体从排气段排出，为飞行器提供推力。其中，所述的隔离段110用于防止燃料在燃烧室燃烧时由于燃料热量的释放造成燃烧室内压力提高向上游传播而影响进气道。一实施例涉及一种应用于RBCC发动机的火箭喷管200，所述火箭喷管200设置于所述内流道内，所述火箭喷管200包括喉部210以及出口220。所述喉部210的形状为圆形，且所本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种应用于RBCC发动机的火箭喷管，所述RBCC发动机设有内流道，所述火箭喷管设置于所述内流道内，其特征在于，所述火箭喷管包括：/n喉部，所述喉部的形状为圆形，且所述喉部的面积为A1；以及/n出口，所述出口与所述喉部连通并位于所述内流道的隔离段，所述出口的形状不是圆形，且所述出口的面积为A2；/n所述A2的数值通过以下数学模型进行估算，以使在所述RBCC发动机处于设计工况时，所述火箭喷管的射流与引射空气满足压力匹配条件：/n

【技术特征摘要】
1.一种应用于RBCC发动机的火箭喷管，所述RBCC发动机设有内流道，所述火箭喷管设置于所述内流道内，其特征在于，所述火箭喷管包括：
喉部，所述喉部的形状为圆形，且所述喉部的面积为A1；以及
出口，所述出口与所述喉部连通并位于所述内流道的隔离段，所述出口的形状不是圆形，且所述出口的面积为A2；
所述A2的数值通过以下数学模型进行估算，以使在所述RBCC发动机处于设计工况时，所述火箭喷管的射流与引射空气满足压力匹配条件：



其中，K为所述火箭喷管内的燃料的比热比，Mat为所述出口的马赫数，Pts为所述引射空气的总压，Ptp为火箭的总压。


2.根据权利要求1所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，所述出口的形状包括以下部分：
内圆区域；以及
分布在所述内圆周向的多个外伸区域。


3.根据权利要求2所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，所述内圆区域与所述喉部同轴，且所述内圆区域的面积与所述喉部的面积相同，所述内圆区域的面积与多个所述外伸区域的面积之和为A2。


4.根据权利要求3所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，每个所述外伸区域的形状均相同，且多个所述外伸区域沿所述内...

【专利技术属性】
技术研发人员：顾瑞，孙明波，蔡尊，李佩波，姚轶智，王泰宇，
申请(专利权)人：中国人民解放军国防科技大学，
类型：发明
国别省市：湖南;43