CN112627983B - 一种rbcc发动机内流道及rbcc发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种RBCC发动机内流道及RBCC发动机，该内流道包括依次相连的来流段、混合段、扩张段、补燃室和尾喷管；所述来流段上设有一级进气口，所述扩张段上设有二级进气口，所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰，实现不同工况下RBCC发动机的适用性。其在保持混合段直径尽可能小以保证RBCC发动机在亚燃、超燃模态下设备性能的同时，增设了二级进气口，提高二次来流空气的抽吸流量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。而且相较于现有技术中的多级火箭布局，本发明中多级进气口的布局在结构上更为简单，技术实现难度小，具有更广的应用前景。

Description

一种RBCC发动机内流道及RBCC发动机

技术领域

本发明涉及火箭基组合循环发动机技术领域，具体是一种RBCC发动机内流道及RBCC发动机。

背景技术

RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环)发动机是一种宽速域的组合动力发动机，其包含引射、亚燃、超燃和纯火箭模态。其亚燃、超燃模态与引射模态在混合段直径需求上存在冲突，亚燃、超燃模态为了更好的压缩二次来流以提高补燃效果，需要混合段直径尽可能小；而引射模态需要混合段直径尽可能大，来确保二次来流的抽吸效果，足够的二次空气流量才能保证补燃性能。甚至于当需要增加火箭流量来加大推力时，如果火箭流量过大，可能会导致二次流空气流量减小，RBCC发动机的性能急剧下降乃至进气道不启动。

为了解决上述RBCC发动机在亚燃、超燃模态与引射模态存在需求冲突的问题，专利CN 111594344 A公开了一种多级火箭布局的方式，其通过设置二级火箭来提高发动机综合工作性能，但是该种多级火箭的布局方式较大程度的改变了RBCC发动机的基础结构，且其结构较为复杂，技术实现难度更大。

发明内容

针对上述现有技术中RBCC发动机在亚燃、超燃模态与引射模态存在需求冲突的问题，本发明提供一种RBCC发动机内流道及RBCC发动机，保持混合段直径尽可能小以保证RBCC发动机在亚燃、超燃模态下设备性能的同时，增设了二级进气口，提高二次来流空气的抽吸流量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。

为实现上述目的，本发明提供一种RBCC发动机内流道，包括依次相连的来流段、混合段、扩张段、补燃室和尾喷管；所述来流段上设有一级进气口，所述扩张段上设有二级进气口，所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰，实现不同工况下RBCC发动机的适用性。

在其中一个实施例中，所述二级进气口为设在扩张段上的环形口。

在其中一个实施例中，其特征在于，所述二级进气口包括若干进气孔，各所述进气孔沿扩张段的环向间隔设在扩张段上。

在其中一个实施例中，所述二级进气口的数量至少为一个；当所述二级进气口的数量为两个以上时，各二级进气口沿扩张段的轴向间隔设在扩张段上。

为实现上述目的，本发明还提供一种RBCC发动机，包括中心火箭流道、进气道与上述RBCC发动机内流道，所述中心火箭流道内设有中心火箭；所述中心火箭流道的出口位于所述来流段内，以使得由中心火箭流道喷出的火箭燃气与由进气道进入来流段的来流能够在混合段充分混合。

在其中一个实施例中，所述进气道上靠近一级进气口的位置设有能够控制进气道与一级进气口之间导通或封堵的第一开闭结构，所述进气道上靠近二级进气口的位置设有能够控制进气道与二级进气口之间导通或封堵的第二开闭结构。

本发明提供的一种RBCC发动机内流道及RBCC发动机，其在保持混合段直径尽可能小以保证RBCC发动机在亚燃、超燃模态下设备性能的同时，增设了二级进气口，提高二次来流空气的抽吸流量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。而且相较于现有技术中的多级火箭布局，本发明中多级进气口的布局在结构上更为简单，技术实现难度小，具有更广的应用前景。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中RBCC发动机内流道的结构示意图；

图2为本发明实施例中二级进气口的第一种实施结构示意图；

图3为本发明实施例中二级进气口的第二种实施结构示意图；

图4为本发明实施例中二级进气口的第三种实施结构示意图；

图5为本发明实施例中二级进气口的第四种实施结构示意图；

图6为本发明实施例中RBCC发动机的结构示意图；

图7为本发明实施例中的仿真结构流场示意图。

附图标号：来流段10、一级进气口101、混合段20、扩张段30、二级进气口301、第一扩张段302、第二扩张段303、扩张单元304、补燃室40、中心火箭流道50、进气道60、外流道601、内流道602、第一开闭结构603、第二开闭结构604。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其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。在本发明的描述中，“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。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”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，还可以是物理连接或无线通信连接；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发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例所公开的一种RBCC发动机内流道，其具体包括依次相连的来流段10、混合段20、扩张段30、补燃室40与尾喷管，其中尾喷管并未图示。来流段10上设有一级进气口101，扩张段30上设有二级进气口301，一级进气口101、二级进气口301并联连接在发动机的进气道60上，以使得一级进气口101与二级进气口301可独立开闭而相互之间无干扰，实现不同工况下RBCC发动机的适用性。

具体地，通过将混合段20直径设计的尽可能小，以保证RBCC发动机在亚燃、超燃模态下设备性能，至于来流段10、混合段20、扩张段30、补燃室40的具体尺寸设计则为所属领域的常规技术手段，因此本实施例中不再赘述。

进一步具体地，在将混合段20直径设计的尽可能小的同时，增设二级进气口301，利用火箭燃气和一级进气口101所抽吸的二次来流混合产生的混合气体对二级进气口301的二次来流进行抽吸引射，显著提升二次来流空气的引射量，从而提高RBCC发动机在引射模态下的设备性能。

由于本实施例中的一级进气口101、二级进气口301可独立开闭而相互之间无干扰，因此在一级进气口101所引射的二次来流量满足需求时，可关闭二级进气口301，减小RBCC发动机内流道的流阻；当一级进气口101引射的二次来流不足以满足RBCC发动机补燃需求，则打开二级进气口301，两者协同作用，保证RBCC发动机的引射需求；当处于海平面起飞、跨声速音障飞行等大推力需求情况时，火箭燃气量急剧增加堵塞混合段20管路，即可关闭一级进气口101，只打开二级进气口301进行来流空气引射。

优选地，二级进气口301的深度方向与RBCC发动机内流道内混合气体的流动方向之间的夹角大于90°，以提升混合气体对二级进气口301的二次来流进行抽吸引射的效果，并减小RBCC发动机内流道内的流阻。

本实施例中，二级进气口301的具体布局方式具有多种实施结构：

参考图2为二级进气口301的第一种实施结构，该种实施结构下的二级进气口301为设在扩张段30上的一个环形口。具体地，扩张段30包括第一扩张段302与第二扩张段303，第一扩张段302的首端与混合段20相连，第二扩张段303的尾端与补燃室40相连，第一扩张段302的尾端与第二扩张段303的首端之间围城一个环形间隔，该环形间隔即为二级进气口301。

参考图3为二级进气口301的第二种实施结构，该种实施结构下的二级进气口301包括若干进气孔，各进气孔沿扩张段30的环向间隔设在扩张段30上。该种实施结构相较于第一种实施结构，其结构更加简单，技术实现难度小。

参考图4为二级进气口301的第三种实施结构，该种实施结构下的二级进气口301为设在扩张段30上的多个环形口，各环形口沿扩张段30的轴向间隔设在扩张段30上。具体地，扩张段30包括若干依次间隔的扩张单元304，第一个扩张单元304的首端与混合段20相连，最后一个扩张单元304的尾端与补燃室40相连，每相邻的两个扩张单元304之间围城一个环形间隔，该环形间隔即为二级进气口301。图示中共有四个扩张单元304，三个二级进气口301。

参考图5为二级进气口301的第四种实施结构，该种实施结构下的二级进气口301为设在扩张段30上的多组进气孔，各组进气孔沿扩张段30的轴向间隔设在扩张段30上，且每一组中的各进气口沿扩张段30的轴向间隔设在扩张段30上。

参考图6，本实施例还公开了一种RBCC发动机，包括中心火箭流道50、进气道60与上述的RBCC发动机内流道，中心火箭流道50内设有中心火箭；中心火箭流道50的出口位于来流段10内，以使得由中心火箭流道50喷出的火箭燃气与由进气道60进入来流段10的来流能够在混合段20充分混合。

具体地，进气道60具有相互连通进气部分与隔离部分，且隔离部分被RBCC发动机内流道的壁分隔成了并联的外流道601与内流道602，其中，一级进气口101与内流道602连通，二级进气口301与外流道601连通。进一步具体地，进气道60上靠近一级进气口101的位置设有能够控制进气道60与一级进气口101之间导通或封堵的第一开闭结构603，即内流道602上设置有第一开闭结构603，进而控制二次气流经由一级进气口101进入RBCC发动机内流道的与否；进气道60上靠近二级进气口301的位置设有能够控制进气道60与二级进气口301之间导通或封堵的第二开闭结构604，即外流道601的流道上设置有第二开闭结构604，进而控制二次气流经由二级进气口301进入RBCC发动机内流道的与否；优选地，进气道60的入口位置设有能够控制进气道60入口开闭的第三开闭结构，即进气部分的入口处设置有第三开闭结构，控制整个进气道60的开闭，进而控制二次气流进入RBCC发动机内流道的与否。至于如何在进气道60内设置第一开闭结构603、第二开闭结构604与第三开闭结构则为本领域的常规技术手段，因此本实施例中不在赘述，其具体实施方式可以参考专利CN110566365 A所公开的相关结构。

下面结合具体的仿真对上述RBCC发动机内流道及RBCC发动机作出进一步的说明。

给定火箭室压3Mpa，温度3500k，进气道60出口来流空气压力100kpa，温度300k，补燃燃烧室室压60kpa。二次进气口打开时：一级进气口101的来流空气1流量2.145(量纲流量)，二级进气口301的来流空气2为1.145(量纲流量)从图7所示的速度分布云图可以发现二级进气口301关闭的时候，来流空气1流量2.145(量纲流量)；二级进气口301打开时引射率明显增加。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (2)

1.一种RBCC发动机，其特征在于，包括中心火箭流道、进气道与RBCC发动机内流道，所述中心火箭流道内设有中心火箭；所述中心火箭流道的出口位于来流段内，以使得由中心火箭流道喷出的火箭燃气与由进气道进入来流段的来流能够在混合段充分混合；

所述RBCC发动机内流道包括依次相连的来流段、混合段、扩张段、补燃室与尾喷管；所述来流段上设有一级进气口，所述扩张段上设有二级进气口，所述一级进气口、二级进气口并联连接在发动机的进气道上，以使得一级进气口与二级进气口可独立开闭而相互之间无干扰，实现不同工况下RBCC发动机的适用性；

所述二级进气口为设在扩张段上的环形口；或

所述二级进气口包括若干进气孔，各所述进气孔沿扩张段的环向间隔设在扩张段上；

所述二级进气口的数量至少为一个；当所述二级进气口的数量为两个以上时，各二级进气口沿扩张段的轴向间隔设在扩张段上。

2.根据权利要求1所述RBCC发动机，其特征在于，所述进气道上靠近一级进气口的位置设有能够控制进气道与一级进气口之间导通或封堵的第一开闭结构，所述进气道上靠近二级进气口的位置设有能够控制进气道与二级进气口之间导通或封堵的第二开闭结构。

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