CN112628027B - 应用于rbcc发动机的火箭喷管及rbcc发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种应用于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：

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。

Description

应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机

技术领域

本发明涉及空天发动机技术领域，特别是涉及应用于RBCC发动机的火箭喷管及RBCC发动机。

背景技术

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-BasedCombined Cycle，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。

发明内容

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：

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为本发明一实施例中的RBCC发动机的结构示意图；

图2为本发明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

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明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发明。但是本发明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发明内涵的情况下做类似改进，因此本发明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“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发明中的具体含义。

如背景技术所述，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，且所述喉部210的面积为A1；所述出口220与所述喉部210连通并位于所述内流道的隔离段110，所述出口220的形状不是圆形，且所述出口220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200内的燃料的比热比，Mat为所述火箭喷管200的出口220的马赫数，Pts为引射空气的总压，所述Ptp为火箭总压。

需要说明的是，在所述RBCC发动机处于设计工况时，Pts以及Mat均为恒定的设计值。

具体地，在火箭喷管200中，火箭喷管200的喉部210面积A1由火箭流量需求和火箭总压决定，一般地，在RBCC发动机设计时，火箭总压确定时，A1由火箭的流量决定，火箭流量由发动机的推力需求可以确定，因此，火箭喷管200的喉部210面积A1就会被确定。火箭喷管200的出口220的马赫数Mat由引射空气的总压以及火箭总压决定，火箭喷管200的出口220面积A2由Mat和A1决定。

如图2所示，在传统的火箭喷管中，火箭喷管的出口300均为圆形状，且该出口300的面积通过上述估算A2的数值的数学模型进行估算。换而言之，传统的火箭喷管的出口300的面积与本申请的火箭喷管的出口220的面积一致。由现有理论可知，在不同图形的比较中，面积一致，圆的周长最小，而且火箭喷管200的出口的马赫数与火箭喷管200的出口面积是一一对应的。因此，在本申请的方案中，通过对火箭喷管200的出口220进行变形，在保证火箭喷管200的出口220的面积与传统方案中火箭喷管200的出口300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110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。

另外，本申请的火箭喷管200设置在RBCC发动机的内流道，目的是为了实现对空气的增压，因此在混合时对火箭喷管出口220的马赫数有较为严格的要求，如果喷管出口220的马赫数过大，火箭喷管200处于过膨胀状态，损失加大，如果喷管出口220的马赫数过小，会把内流道堵住，影响空气流量。本申请的火箭喷管200的出口220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。

进一步地，本申请中的火箭喷管200与传统的火箭喷管相比，在两者保持各自的出口的外形轮廓的周长一致的情况下，本申请的火箭喷管200的出口220马赫数低，摆脱了传统的火箭喷管的出口300的轮廓周长与火箭喷管出口马赫数之间的相互耦合关联。

具体地，在火箭喷管中，由于火箭喷管的出口的马赫数与火箭喷管的出口面积一一对应，因此，在传统的火箭喷管中，由于火箭喷管的出口300为圆形，火箭喷管的出口300的面积与其轮廓周长均与其半径有关，因此，传统的火箭喷管的出口300的轮廓周长与火箭喷管出口300马赫数之间的相互耦合关联。而本申请的火箭喷管200的出口220不是圆形，因此可以摆脱传统的火箭喷管的出口300的轮廓周长与火箭喷管出口3马赫数之间的相互耦合关联。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。

进一步地，所述火箭喷管200的出口220的形状包括以下部分：内圆区域221以及分布在所述内圆区域221周向的多个外伸区域222。

具体地，每个所述外伸区域222的形状均相同，且多个所述外伸区域222沿所述内圆区域221的周向均匀间隔设置，相邻两个外伸区域222之间的夹角为α。如此，火箭喷管200内的燃料可以均匀喷射出并与隔离段110的引射空气混合，保证了混合的均匀性。

具体到本实施例中，外伸区域222为3个，以传统方案中火箭喷管的出口300与本申请中火箭喷管的出口220进行比较，为保证两者之间的面积相同，A2_2＝A2_3,A2＝A1+3A2_1+3A2_2＝A1+3A2_1+3A2_3。

进一步地，所述外伸区域222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221。如此，在设计外伸区域222的形状的时候，按照每个外伸区域222所需要的面积，进行相应的数学公式的计算，即可计算出外伸区域222的外轮廓的抛物线方程，方便设计。

具体地，所述外伸区域222的外轮廓与所述内圆区域221的外轮廓之间的两个交点的距离为j，所述外伸区域222的顶点至圆形区域221的圆心的长度为h，在保证火箭喷管200的出口220的面积A2不变的情况下，j越大，h越小。

更具体地，所述内圆区域221与所述喉部210同轴，且所述内圆区域221的面积为A1，所述内圆区域的面积与多个所述外伸区域222的面积之和为A2。如此，火箭喷管200的出口220的形状仅由内圆区域以及多个外伸区域222构成，方便加工制作。

另外，本申请中的所述内圆区域221与所述喉部210同轴，且所述内圆区域221的面积为A1，能够避免因内圆区域221的面积小于喉部210的面积A1，导致火箭喷管内的燃料在对应的弧度上产生压缩，导致总压损失的问题，以及能够避免因内圆区域221的面积大于喉部的面积A1，导致h的深度降低的问题。

在其中一个实施例中，火箭采用气氧煤油火箭，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，当火箭的总压3Mpa时，火箭的出口马赫数为2.5，若隔离段D＝200mm，火箭流量为1.5-2kg/s时，h取45mm-50mm之间的某值。在保证出口220面积不变的前提下，可以获得j大概为15mm和α为120°，从而确定火箭喷管200的出口220轮廓。

在另一个实施例中，以RBCC发动机常规工作点，马赫数为0.4，高度为4公里工况为例。火箭采用气氧煤油火箭，按照压力匹配关系，当火箭总压3Mpa时，火箭的出口马赫数为2.8，若隔离段D＝200mm，火箭流量为1.5-2kg/s时，h取55mm-60mm之间的某值。在保证面积不变的前提下，可以获得j大概为12mm和α＝120°，从而确定火箭喷管200的出口220轮廓。

优选地，h/j小于等于8。如此，可以避免外伸区域222过窄或者过长，降低总压损失。

进一步地，在上述实施例中，火箭喷管200的出口220摆脱了传统的火箭喷管的出口300的轮廓周长与火箭喷管出口马赫数之间的相互耦合关联。通过变换外伸区域222的h/j的值，可以获得不同的轮廓线周长和混合效果。

进一步地，所述喉部210的中心至所述出口220的中心的距离为L，所述隔离段110的直径为D，0.15D<h<L。

在其中一个实施例中，所述火箭喷管200的内壁从所述喉部210至所述出口220的方向弧形过渡。如此，可以避免火箭喷管220的截面突变而影响燃料的喷射。

具体地，本申请中的火箭喷管200可以从传统的火箭喷管改进而成，火箭喷管200的不同截面的变化方式可以与其出口220截面的变化方式一致，保证本申请的火箭喷管200与传统的原始火箭喷管的在该截面的面积，通过抛物线变化，将火箭喷管截面轮廓线变化为类星形，最终整个火箭喷管的形状可以通过这些截面曲线生成。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

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圆区域的周向均匀间隔设置。

5.根据权利要求3或4所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，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。

6.根据权利要求5所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，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内圆区域的圆心的距离为h，h/j小于等于8。

7.根据权利要求6所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，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。

8.根据权利要求5所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，所述喷管的内壁从所述喉部至所述出口的方向弧形过渡。

9.根据权利要求5所述的应用于RBCC发动机的火箭喷管，其特征在于，所述外伸区域的个数为3-15中的任意值。

10.一种RBCC发动机，其特征在于，包括：

发动机主体，设有具有隔离段的内流道；以及

如上权利要求1-9任一项所述的应用于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。

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