CN116335852B - 集成增强火箭的冲压发动机尾喷管及设计、工作方法 - Google Patents

集成增强火箭的冲压发动机尾喷管及设计、工作方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管及设计、工作方法，包括燃气入口、增强火箭、头锥、集气室、喷管、高温燃气输送管道，本发明通过混入高温燃气增加了尾喷管内混合气体温度与压力，提升了尾喷管性能，反应为提升了冲压发动机推重比；通过增强火箭与尾喷管本体的高度设计和有效结合，拓宽了冲压发动机尾喷管的工作范围，满足飞行器宽速域飞行。

Description

集成增强火箭的冲压发动机尾喷管及设计、工作方法
技术领域
本发明涉及冲压发动机技术领域，具体是一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管。
背景技术
冲压发动机室一种吸气式推进装置，相比于火箭发动机具有高比冲的特点，冲压发动机由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成。尾喷管作为冲压发动机的功能转换装置，利用体积膨胀将燃烧产物高速排出，通过反作用力推动飞行器前进。随着冲压发动机飞行马赫数拓宽，传统尾喷管在低马赫数（Ma2-3）下入口处难以达到雍塞，其性能下降严重，甚至会影响推阻平衡。另一方面，冲压发动机相较于火箭发动机推重比低，载重量有限，将增强火箭集成于冲压发动机流道内既可以提升尾喷管性能也可以提升发动机推重比，具有创新性。
发明内容
针对现有技术不足，本发明提供了一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，拓宽了尾喷管工作范围，提升了冲压发动机推重比。
为实现上述目的，本发明技术方案如下：
一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，包括：尾喷管本体，尾喷管本体分为微扩张段101、主扩张段102，微扩张段101为沿来流方向直径逐渐增大的圆台，主扩张段102的底部与微扩张段连接，主扩张段102的开口沿来流方向逐渐增大，微扩张段101、主扩张段102的内部形成一腔体；
微扩张段101内部中心设有增强火箭，增强火箭沿来流方向依次设置头锥201、集气室202、喷管203，
头锥201为沿来流方向直径逐渐增大的锥体，集气室202为与头锥连接的腔体，喷管203连接于集气室的尾部；
微扩张段101的外表面设有燃气入口103，燃气入口103通过高温燃气输送管道301连通至集气室202内部的腔体。
作为优选方式，燃气入口103用于引入燃气发生器产生的高温燃气；
高温燃气输送管道301用于输送高温燃气至集气室202；
增强火箭2用于增加冲压发动机推力与辅助尾喷管排气；
头锥201用于减小增强火箭的阻力；
集气室202用于收集高温燃气；
喷管203用于排出高温燃气，
尾喷管本体用于冲压发动机燃烧室排气；
所述微扩张段101用于弥补增强火箭与燃气输送管道所带来的气动阻塞；
主扩张段102用于增加集成增强火箭的冲压发动机尾喷管性能；在出口处形成反作用力推进飞行器。
作为优选方式，增强火箭通过高温燃气输送管道301固定于微扩张段101的内壁上；并且/或者高温燃气输送管道301为多个，呈圆周分布于微扩张段101的内壁上。
作为优选方式，微扩张段的燃气入口103与燃气发生器相连，用于高温燃气的引入。
本发明还提供一种所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，其为：为抵消增强火箭与高温燃气输送管道所带来流动阻塞，尾喷管本体的微扩张段入口截面积A1，相等于微扩张段出口截面积A2减去增强火箭出口截面积Ar与高温燃气输送管道总迎风面积Ag之和，即
A 2 －A r －A g =A 1
式中A1为微扩张段入口截面积，A2为微扩张段出口截面积，Ar为增强火箭出口截面积，Ag为高温燃气输送管道总迎风面积，
式中d1为微扩张段入口直径，d2为增强火箭喷管出口直径，δ为增强火箭壁厚，d3为增强火箭距离微扩张段出口壁面距离，高温燃气管道长、宽、高依次为d4、w、h；n为高温燃气输送管道的数量。
作为优选方式，所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，微扩张段扩张角α满足：
，
其中L为微扩张段入口到出口间距离；d3为增强火箭距离微扩张段出口壁面距离，δ为增强火箭壁厚，d1为微扩张段入口直径，d2为增强火箭喷管出口直径。
作为优选方式，所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管设计方法，将增强火箭喷管203出口压力pr看作和微扩张段出口处压力p2相等，即p r= p 2 ，由于微扩张段的扩张抵消了增强火箭及高温燃气输送管道所带来的阻塞，忽略边界层厚度后，此处将微扩张段流道近似为等面积流动，微扩张段出口处压力p2等于微扩张段入口压力p1，即p 2= p 1 ，则p 2= p 1= p r 。
作为优选方式，所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管设计方法，将尾喷管本体主扩张段102出口压力p3看作和当地大气压力pe相等，即p 3= p e ，由于冲压发动机尾喷管内为超声速流动，近似为绝热一维等熵流动，忽略粘性作用，尾喷管本体主扩张段扩张比满足：
式中为气体比热比，近似为1.4,代入p 2= p 1 和p 3= p e ，则有
，
其中，A2为微扩张段101出口截面积， A3为尾喷管本体主扩张段102出口截面积，p 2 为微扩张段出口处压力， p 3 为尾喷管本体出口压力，p 1 为微扩张段入口压力，p e 为当地大气压力，d5为尾喷管本体主扩张段102出口直径。
本发明还提供一种所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的工作方法，其为：
燃气入口将燃气发生器产生的高温燃气通过高温燃气输送管道301引入增强火箭集气室202，集气室完成燃气收集，集气室内高温燃气达到一定压强后经增强火箭喷管203进入尾喷管本体主扩张段102；高温燃气在尾喷管本体主扩张段102内与当地气体进行混合后经主扩张段尾部排出；混合气体排除后，获得环境大气所形成的反作用力，推动飞行器前进；增强火箭前端设置头锥201，用于减小流道内增强火箭所带来的流动阻力；所述尾喷管本体微扩张段101入口到出口的横截面尺寸扩张用于抵消高温燃气输送管道与增强火箭所带来的流道雍塞；所述尾喷管本体主扩张段用于加速混合气体排出，使其出口压力等于当地环境压力；
增强火箭2在发动机需要增推和低马赫数飞行时工作，高温燃气从燃气入口103流入；增强火箭2在发动机高马赫数巡航时关闭，高温燃气不再经燃气入口103流入，冲压发动机燃烧室气体始终经由主扩张段尾部排入大气；
其中，高温燃气是指温度大于当地大气环境温度，低马赫数为2-3，高马赫数为3以上。
相较于现有技术，本发明具有如下有益效果：
（1）对冲压发动机尾喷管进行了调整，通过混入高温燃气增加了尾喷管内混合气体温度与压力，提升了尾喷管性能，反应为提升了冲压发动机推重比；
（2）通过增强火箭与尾喷管本体的高度设计和有效结合，拓宽了冲压发动机尾喷管的工作范围，满足飞行器宽域飞行。
（3）获得了一种集成增强火箭的新型冲压发动机尾喷管设计方法。
附图说明
图1为本发明中集成增强火箭的冲压发动机尾喷管结构示意图；
图2为本发明中集成增强火箭的冲压发动机尾喷管设计参数示意图；
附图标号说明：101为微扩张段，102为主扩张段，103为燃气入口，201为头锥，202为集气室，203为喷管，301为高温燃气输送管道。
实施方式
以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。
如图1，本实施例公开了一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，包括：尾喷管本体，尾喷管本体分为微扩张段101、主扩张段102，微扩张段101为沿来流方向直径逐渐增大的圆台，主扩张段102的底部与微扩张段连接，主扩张段102的开口沿来流方向逐渐增大，微扩张段101、主扩张段102的内部形成一腔体；
微扩张段101内部中心设有增强火箭，增强火箭沿来流方向依次设置头锥201、集气室202、喷管203，
头锥201为沿来流方向直径逐渐增大的锥体，集气室202为与头锥连接的腔体，喷管203连接于集气室的尾部；
微扩张段101的外表面设有燃气入口103，燃气入口103通过高温燃气输送管道301连通至集气室202内部的腔体。
作为优选方式，燃气入口103用于引入燃气发生器产生的高温燃气；
高温燃气输送管道301用于输送高温燃气至集气室202；
增强火箭2用于增加冲压发动机推力与辅助尾喷管排气；
头锥201用于减小增强火箭的阻力；
集气室202用于收集高温燃气；
喷管203用于排出高温燃气，
尾喷管本体用于冲压发动机燃烧室排气；
所述微扩张段101用于弥补增强火箭与燃气输送管道所带来的气动阻塞；
主扩张段102用于增加集成增强火箭的冲压发动机尾喷管性能；在出口处形成反作用力推进飞行器。
作为优选方式，增强火箭通过高温燃气输送管道301固定于微扩张段101的内壁上；并且/或者高温燃气输送管道301为多个，呈圆周分布于微扩张段101的内壁上。
作为优选方式，微扩张段的燃气入口103与燃气发生器相连，用于高温燃气的引入。
具体的，冲压发动机燃烧所产生高温、高压气体由上述尾喷管本体微扩张段101进入，受增强火箭头锥201压缩和微扩张段101型面微扩张双重影响，影响相互抵消，根据近似一维等熵流动理论，在微扩张段出口处可保持温度、压力等参数较微扩张段入口处下降较小，并与增强火箭喷管203处高温燃气相混合，流入尾喷管本体主扩张段102。
如图2所示，本实施例还提供一种所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，其为：为抵消增强火箭与高温燃气输送管道所带来流动阻塞，尾喷管本体的微扩张段入口截面积A1，相等于微扩张段出口截面积A2减去增强火箭出口截面积Ar与高温燃气输送管道总体积Ag之和，即
A 2 －A r －A g =A 1
式中A1为微扩张段入口截面积，A2为微扩张段出口截面积，Ar为增强火箭出口截面积，
Ag为高温燃气输送管道迎风面总面积，
，
式中d1为微扩张段入口直径，d2为增强火箭喷管出口直径，δ为增强火箭壁厚，d3为增强火箭距离微扩张段出口壁面距离，高温燃气管道长、宽、高依次为d4、w、h；n为高温燃气输送管道的数量。
图2中，d0表示增强火箭2出口喉道，用于控制增强火箭2内部压力。
作为优选方式，所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管设计方法，微扩张段扩张角α满足：
，
其中L为微扩张段入口到出口间距离；d3为增强火箭距离微扩张段出口壁面距离，δ为增强火箭壁厚，d1为微扩张段入口直径，d2为增强火箭喷管出口直径。
作为优选方式，所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管设计方法，将增强火箭喷管203出口压力pr看作和微扩张段出口处压力p2相等，即p r= p 2 ，由于微扩张段的扩张抵消了增强火箭及高温燃气输送管道所带来的阻塞，忽略边界层厚度后，此处将微扩张段流道近似为等面积流动，微扩张段出口处压力p2等于微扩张段入口压力p1，即p 2= p 1 ，则p 2= p 1= p r ；
作为优选方式，所述集成增强火箭的冲压发动机尾喷管设计方法，将尾喷管本体主扩张段102出口压力p3看作和当地大气压力pe相等，即p 3= p e ，由于冲压发动机尾喷管内为超声速流动，近似为绝热一维等熵流动，忽略粘性作用，尾喷管本体主扩张段扩张比满足：
式中为气体比热比，近似为1.4,代入p 2= p 1 和p 3= p e ，则有
，
其中，A2为微扩张段101出口截面积， A3为尾喷管本体主扩张段102出口截面积，p 2 为微扩张段出口处压力， p 3 为尾喷管本体出口压力，p 1 为微扩张段入口压力，p e 为当地大气压力，d5为尾喷管本体主扩张段102出口直径；
本实施例还提供一种所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的工作方法，其为：
燃气入口将燃气发生器产生的高温燃气通过高温燃气输送管道301引入增强火箭集气室202，集气室完成燃气收集，集气室内高温燃气达到一定压强后经增强火箭喷管203进入尾喷管本体主扩张段102；高温燃气在尾喷管本体主扩张段102内与当地气体进行混合后经主扩张段尾部排出；混合气体排除后，获得环境大气所形成的反作用力，推动飞行器前进；增强火箭前端设置头锥201，用于减小流道内增强火箭所带来的流动阻力；所述尾喷管本体微扩张段101入口到出口的横截面尺寸扩张用于抵消高温燃气输送管道与增强火箭所带来的流道雍塞；所述尾喷管本体主扩张段用于加速混合气体排出，使其出口压力等于当地环境压力；
增强火箭2在发动机需要增推和低马赫数飞行时工作，高温燃气从燃气入口103流入；增强火箭2在发动机高马赫数巡航时关闭，高温燃气不再经燃气入口103流入，冲压发动机燃烧室气体始终经由主扩张段尾部排入大气；
其中，高温燃气是指温度大于当地大气环境温度，低马赫数为2-3，高马赫数为3以上。
上述实施例仅例示性说明本发明的原理及其功效，而非用于限制本发明。任何熟悉此技术的人士皆可在不违背本发明的精神及范畴下，对上述实施例进行修饰或改变。因此，凡所属技术领域中具有通常知识者在未脱离本发明所揭示的精神与技术思想下所完成的一切等效修饰或改变，仍应由本发明的权利要求所涵盖。。

Claims (9)

1.一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，其特征在于，包括：尾喷管本体，尾喷管本体分为微扩张段（101）、主扩张段（102），微扩张段（101）为沿来流方向直径逐渐增大的圆台，主扩张段（102）的底部与微扩张段连接，主扩张段（102）的开口沿来流方向逐渐增大，微扩张段（101）、主扩张段（102）的内部形成一腔体；
微扩张段（101）内部中心设有增强火箭，增强火箭沿来流方向依次设置头锥（201）、集气室（202）、喷管（203），
头锥（201）为沿来流方向直径逐渐增大的锥体，集气室（202）为与头锥连接的腔体，喷管（203）连接于集气室的尾部；
微扩张段（101）的外表面设有燃气入口（103），燃气入口（103）通过高温燃气输送管道（301）连通至集气室（202）内部的腔体。
2.根据权利要求1所述的一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，其特征在于：
燃气入口（103）用于引入燃气发生器产生的高温燃气；
高温燃气输送管道（301）用于输送高温燃气至集气室（202）；
增强火箭（2）用于增加冲压发动机推力与辅助尾喷管排气；
头锥（201）用于减小增强火箭的阻力；
集气室（202）用于收集高温燃气；
喷管（203）用于排出高温燃气，
尾喷管本体用于冲压发动机燃烧室排气；
所述微扩张段（101）用于弥补增强火箭与燃气输送管道所带来的气动阻塞；
主扩张段（102）用于增加集成增强火箭的冲压发动机尾喷管性能；在出口处形成反作用力推进飞行器。
3.如权利要求1所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，其特征在于：增强火箭通过高温燃气输送管道（301）固定于微扩张段（101）的内壁上；并且/或者高温燃气输送管道（301）为多个，呈圆周分布于微扩张段（101）的内壁上。
4.如权利要求1所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管，其特征在于：微扩张段的燃气入口（103）与燃气发生器相连，用于高温燃气的引入。
5.权利要求1至4任意一项所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，其特征在于：为抵消增强火箭与高温燃气输送管道所带来流动阻塞，尾喷管本体的微扩张段入口截面积A1，相等于微扩张段出口截面积A2减去增强火箭出口截面积Ar与高温燃气输送管道迎风面总面积Ag之和，即
A 2 －A r －A g =A 1
式中A1为微扩张段入口截面积，A2为微扩张段出口截面积，Ar为增强火箭出口截面积，Ag为高温燃气输送管道迎风面总面积，
，
式中d1为微扩张段入口直径，d2为增强火箭喷管出口直径，δ为增强火箭壁厚，d3为增强火箭距离微扩张段出口壁面距离，高温燃气管道长、宽、高依次为d4、w、h；n为高温燃气输送管道的数量。
6.权利要求5所述的一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，其特征在于：微扩张段扩张角α满足：
，
其中L为微扩张段入口到出口间距离；d3为增强火箭距离微扩张段出口壁面距离，δ为增强火箭壁厚，d1为微扩张段入口直径，d2为增强火箭喷管出口直径。
7.如权利要求5所述的一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，其特征在于：将增强火箭喷管（203）出口压力pr看作和微扩张段出口处压力p2相等，即p r= p 2 ，由于微扩张段的扩张抵消了增强火箭及高温燃气输送管道所带来的阻塞，忽略边界层厚度后，此处将微扩张段流道近似为等面积流动，微扩张段出口处压力p2等于微扩张段入口压力p1，即p 2= p 1 ，则p 2= p 1= p r 。
8.如权利要求5所述的一种集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的设计方法，其特征在于：将尾喷管本体主扩张段（102）出口压力p3看作和当地大气压力pe相等，即p 3= p e ，由于冲压发动机尾喷管内为超声速流动，近似为绝热一维等熵流动，忽略粘性作用，尾喷管本体主扩张段扩张比满足：
，式中γ为气体比热比，近似为1.4,代入p 2= p 1 和p 3= p e ，则有
，
其中，A2为微扩张段（101）出口截面积，A3为尾喷管本体主扩张段（102）出口截面积，p 2 为微扩张段出口处压力， p 3 为尾喷管本体出口压力，p 1 为微扩张段入口压力，p e 为当地大气压力，d5为尾喷管本体主扩张段（102）出口直径。
9.权利要求1至4任意一项所述的集成增强火箭的冲压发动机尾喷管的工作方法，其特征在于：
燃气入口将燃气发生器产生的高温燃气通过高温燃气输送管道（301）引入增强火箭集气室（202），集气室完成燃气收集，集气室内高温燃气达到一定压强后经增强火箭喷管（203）进入尾喷管本体主扩张段（102）；高温燃气在尾喷管本体主扩张段（102）内与当地气体进行混合后经主扩张段尾部排出；混合气体排除后，获得环境大气所形成的反作用力，推动飞行器前进；增强火箭前端设置头锥（201），用于减小流道内增强火箭所带来的流动阻力；所述尾喷管本体微扩张段（101）入口到出口的横截面尺寸扩张用于抵消高温燃气输送管道与增强火箭所带来的流道雍塞；所述尾喷管本体主扩张段用于加速混合气体排出，使其出口压力等于当地环境压力；
增强火箭（2）在发动机需要增推和低马赫数飞行时工作，高温燃气从燃气入口（103）流入；增强火箭（2）在发动机高马赫数巡航时关闭，高温燃气不再经燃气入口（103）流入，冲压发动机燃烧室气体始终经由主扩张段尾部排入大气；
其中，高温燃气是指温度大于当地大气环境温度，低马赫数为2-3，高马赫数为3以上。
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Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA699225A (en) * 1964-12-01 F. Creasey Raymond Supersonic aircraft
GB1128924A (en) * 1964-10-19 1968-10-02 Dynamit Nobel Ag Process for atomising a liquid, solution, emulsion, suspension or a particulate solid
US4807435A (en) * 1985-01-26 1989-02-28 Rheinmetall, Gmbh Air-breathing jet engine
US5220787A (en) * 1991-04-29 1993-06-22 Aerojet-General Corporation Scramjet injector
CN102374071A (zh) * 2011-09-15 2012-03-14 西北工业大学 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机
US8256203B1 (en) * 2007-01-26 2012-09-04 The University Of Alabama In Huntsville Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters
CN103726954A (zh) * 2013-12-23 2014-04-16 西北工业大学 一种火箭基组合动力循环发动机引射火箭t型布局
CN106968835A (zh) * 2017-04-14 2017-07-21 西北工业大学 一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道
CN108612598A (zh) * 2018-04-24 2018-10-02 中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心 改变双模态冲压发动机燃烧模态的方法及发动机燃烧室
CN109184953A (zh) * 2018-11-07 2019-01-11 厦门大学 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机
CN109538375A (zh) * 2019-01-11 2019-03-29 中国人民解放军国防科技大学 应用于火箭基组合循环发动机的引射火箭
CN109882886A (zh) * 2018-12-21 2019-06-14 西安航天动力研究所 一种斜坡火箭布局方式的rbcc发动机燃烧室及其设计方法
CN110362783A (zh) * 2019-05-31 2019-10-22 中国人民解放军国防科技大学 一种火箭基组合循环发动机推力计算方法
CN110886668A (zh) * 2019-12-09 2020-03-17 北京动力机械研究所 一种引射火箭除冰灭火系统
CN111157248A (zh) * 2020-01-06 2020-05-15 中国人民解放军国防科技大学 基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法
CN115387930A (zh) * 2022-08-12 2022-11-25 中国科学院力学研究所 自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用

Patent Citations (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA699225A (en) * 1964-12-01 F. Creasey Raymond Supersonic aircraft
GB1128924A (en) * 1964-10-19 1968-10-02 Dynamit Nobel Ag Process for atomising a liquid, solution, emulsion, suspension or a particulate solid
US4807435A (en) * 1985-01-26 1989-02-28 Rheinmetall, Gmbh Air-breathing jet engine
US5220787A (en) * 1991-04-29 1993-06-22 Aerojet-General Corporation Scramjet injector
US8256203B1 (en) * 2007-01-26 2012-09-04 The University Of Alabama In Huntsville Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters
CN102374071A (zh) * 2011-09-15 2012-03-14 西北工业大学 一种圆形结构的中心火箭式双模态冲压发动机
CN103726954A (zh) * 2013-12-23 2014-04-16 西北工业大学 一种火箭基组合动力循环发动机引射火箭t型布局
CN106968835A (zh) * 2017-04-14 2017-07-21 西北工业大学 一种宽范围工作的火箭冲压组合全流道
CN108612598A (zh) * 2018-04-24 2018-10-02 中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心 改变双模态冲压发动机燃烧模态的方法及发动机燃烧室
CN109184953A (zh) * 2018-11-07 2019-01-11 厦门大学 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机
CN109882886A (zh) * 2018-12-21 2019-06-14 西安航天动力研究所 一种斜坡火箭布局方式的rbcc发动机燃烧室及其设计方法
CN109538375A (zh) * 2019-01-11 2019-03-29 中国人民解放军国防科技大学 应用于火箭基组合循环发动机的引射火箭
CN110362783A (zh) * 2019-05-31 2019-10-22 中国人民解放军国防科技大学 一种火箭基组合循环发动机推力计算方法
CN110886668A (zh) * 2019-12-09 2020-03-17 北京动力机械研究所 一种引射火箭除冰灭火系统
CN111157248A (zh) * 2020-01-06 2020-05-15 中国人民解放军国防科技大学 基于地面直连试验的冲压发动机及其燃烧室性能评估方法
CN115387930A (zh) * 2022-08-12 2022-11-25 中国科学院力学研究所 自适应可控喷流冲压组合发动机及其工作方法和应用

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
火箭基组合循环(RBCC)发动机性能分析;黄伟;罗世彬;王振国;;火箭推进(第05期);第6-10页 *

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