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一种火箭前置中心布局的RBCC 发动机内流道

阅读：124发布：2020-05-19

专利汇可以提供一种火箭前置中心布局的RBCC 发动机内流道专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且一种火箭前置中心布局的RBCC 发动机内流道，包括：进气流道、燃烧室流道和火箭发动机流道；火箭发动机流道位于燃烧室流道入口中心位置；进气流道位于火箭发动机流道四周且与火箭发动机流道一起汇入燃烧室流道；进气流道和燃烧室流道构成冲压流道，冲压流道与火箭发动机流道共同构成RBCC发动机内流道。本发明可在对冲压流道型面干涉尽可能小的前提下，发挥出火箭发动机点火助燃、引射增推等优势。，下面是一种火箭前置中心布局的RBCC 发动机内流道专利的具体信息内容。

权利要求

1.一种火箭前置中心布局的RBCC 发动机内流道，其特征在于包括：进气流道、燃烧室流道和火箭发动机流道；
火箭发动机流道位于燃烧室流道入口中心位置；进气流道位于火箭发动机流道四周且与火箭发动机流道一起汇入燃烧室流道；进气流道和燃烧室流道构成冲压流道，冲压流道与火箭发动机流道共同构成RBCC发动机内流道。
2.根据权利要求1所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：所述的燃烧室流道为轴对称构型，横截面为圆形，截面面积从入口截面到出口截面逐渐增加。
3.根据权利要求2所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：燃烧室流道截面面积变化规律：燃烧室流道截面直径沿流向分段线性增加，且各段截面直径增加的斜率沿流向不断增加。
4.根据权利要求2所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：燃烧室流道截面面积变化规律：燃烧室流道截面直径沿流向分段线性增加，最后一段为等截面面积段，线性增加各段截面直径增加的斜率沿流向不断增加。
5.根据权利要求1所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：所述的火箭发动机流道为轴对称构型，其出口截面和燃烧室流道入口截面平齐，火箭发动机流道和燃烧室流道同轴，此轴也为RBCC发动机内流道的中心轴线。
6.根据权利要求1所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：所述的进气流道环绕在火箭发动机流道周围，进气流道的入口截面远离RBCC发动机内流道轴线，进气流道截面沿气流流动方向逐渐靠近RBCC发动机内流道轴线，进气流道出口截面和火箭发动机流道出口截面平齐。
7.根据权利要求6所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：所述的进气流道中心线采用样条曲线。
8.根据权利要求6所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：所述的进气流道中心线采用多段圆弧光滑拼接，所述的光滑拼接指两段圆弧在连接处相切。
9.根据权利要求1-8之一所述的一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其特征在于：在燃烧室流道的中下游增加支板和凹腔火焰稳定器。

说明书全文

一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道

技术领域

[0001] 本发明属于火箭基组合循环发动机(RBCC发动机)技术领域，主要涉及一种发动机流道方案，特别是一种高集成宽域RBCC发动机内流道方案，具体是一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道方案，可作为RBCC发动机、组合发动机等类似发动机的流道设计方案。

背景技术

[0002] RBCC发动机是未来临近空间飞行器和空天飞行器的主要候选动力之一，上世纪中叶以来，国内外针对不同的飞行任务，构建了多种RBCC发动机内流道方案：Strutjet发动机和ISTAR发动机采用矩形截面内流流道，火箭发动机布置于燃烧室中部流道中心；A5发动机采用矩形截面内流道，火箭发动机布置于燃烧室入口侧壁；日本JAXA-RBCC发动机采用矩形截面内流道，火箭发动机布置于燃烧室入口顶壁一侧；GTX飞行器将三台RBCC发动机周向均布于飞行器，每台发动机流道截面均为非完整轴对称结构，火箭发动机布置于RBCC发动机燃烧室入口偏向轴线一侧。

[0003] 上述RBCC发动机内流道方案均不适用于小尺度轴对称飞行器或采用发动机两侧吊挂布局方式的飞行器，且火箭发动机所受的几何约束强、力热环境恶劣，导致技术攻关难度大。

[0004] 目前组合动力领域正在开展RBCC动力技术攻关，急需设计一种可满足近期发动机关键技术集成飞行试验和小尺度工程应用的RBCC发动机内流道方案。

发明内容

[0005] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出了一种火箭发动机前置中心布局的RBCC发动机内流道方案，可在对冲压流道型面干涉尽可能小的前提下，发挥出火箭发动机点火助燃、引射增推等优势。

[0006] 本发明的技术解决方案是：一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，包括进气流道、燃烧室流道和火箭发动机流道；

[0007] 火箭发动机流道位于燃烧室流道入口中心位置；进气流道位于火箭发动机流道四周且与火箭发动机流道一起汇入燃烧室流道；进气流道和燃烧室流道构成冲压流道，冲压流道与火箭发动机流道共同构成RBCC发动机内流道。

[0008] 优选的，所述的燃烧室流道为轴对称构型，横截面为圆形，截面面积从入口截面到出口截面逐渐增加。

[0009] 优选的，燃烧室流道截面面积变化规律：燃烧室流道截面直径沿流向分段线性增加，且各段截面直径增加的斜率沿流向不断增加。

[0010] 优选的，燃烧室流道截面面积变化规律：燃烧室流道截面直径沿流向分段线性增加，最后一段为等截面面积段，线性增加各段截面直径增加的斜率沿流向不断增加。

[0011] 优选的，所述的火箭发动机流道为轴对称构型，其出口截面和燃烧室流道入口截面平齐，火箭发动机流道和燃烧室流道同轴，此轴也为RBCC发动机内流道的中心轴线。

[0012] 优选的，所述的进气流道环绕在火箭发动机流道周围，进气流道的入口截面远离RBCC发动机内流道轴线，进气流道截面沿气流流动方向逐渐靠近RBCC发动机内流道轴线，进气流道出口截面和火箭发动机流道出口截面平齐。

[0013] 优选的，所述的进气流道中心线采用样条曲线。

[0014] 优选的，所述的进气流道中心线采用多段圆弧光滑拼接，所述的光滑拼接指两段圆弧在连接处相切。

[0015] 优选的，在燃烧室流道的中下游增加支板和凹腔火焰稳定器。

[0016] 本发明与现有技术相比有益效果为：

[0017] 1本发明针对小尺度轴对称飞行器或采用发动机两侧吊挂布局方式的飞行器，提出了一种火箭发动机前置中心布局的RBCC发动机内流道方案，可充分发挥出火箭发动机和冲压发动机的集成优势。

[0018] 2本发明前置火箭发动机布局可以发挥出火箭发动机点火助燃、引射增推等多种优点。

[0019] 3本发明火箭发动机前置中心布局方式，使得圆形火箭发动机流道出口截面和环形进气流道出口截面能够良好对接，无效几何空间显著降低，降低了火箭发动机出口在燃烧室入口的面积占比，有利于发动机型面匹配设计。

[0020] 4本发明在燃烧室前端中心布置火箭发动机并于火箭发动机外侧进气，进气流道采用沿流动方向逐渐向火箭发动机流道出口收紧的布局方式，可使得火箭发动机流道和冲压流道结构干涉小，火箭发动机设计的空间约束更宽松，设计难度显著降低。

[0021] 5本发明在燃烧室前端中心布置火箭发动机，与靠近壁面的火箭发动机布局方式相比较，火箭发动机高温射流远离燃烧室流道壁面，不会增加燃烧室流道壁面的热防护难度，也不会对火箭下游燃烧室壁面附近布置的火焰稳定器产生不利影响。

[0022] 6本发明燃烧室流道采用轴对称构型，燃烧室结构强度好、湿润面积小，燃烧室热防护难度降低。附图说明

[0023] 图1是本发明的基础系统构成示意图，也是工作原理图；

[0024] 图2a、2b是采用本发明的发动机工作时内流道对称面温度分布图，其中图2a是Ma＝3.0时的温度分布图，图2b是Ma＝6.0时的温度分布图。

具体实施方式

[0025] 下面结合附图及实例对本发明作详细说明。

[0026] RBCC发动机是未来临近空间飞行器和空天飞行器的主要候选动力之一，属目前国际研究前沿和热点区域。近十年来，国内针对RBCC发动机开展了大量研究，有了一定的技术基础。目前正处于关键技术集成验证和小尺度工程应用论证阶段，急需设计一种集成度高、结构可靠、工程容易实现的RBCC发动机流道方案。本发明正是针对上述问题进行的创新性研究。

[0027] 如图1所示，本发明是一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，包括有进气流道内壁面1、进气流道外壁面2、燃烧室流道壁面3和火箭发动机流道壁面4，进气流道内壁面1和进气流道外壁面2构成进气流道5，燃烧室流道壁面3构成燃烧室流道6，火箭发动机流道壁面4构成火箭发动机流道7，进气流道、燃烧室流道构成了冲压流道，并和火箭发动机流道共同构成了RBCC发动机内流道。本发明RBCC发动机内流道集成度高、空间布局合理、能更好的发挥火箭发动机作用，发动机热防护难度低，结构强度好，可作为近期发动机关键技术集成飞行试验和小尺度工程应用(例如近程导弹)的RBCC发动机流道方案。

[0028] 燃烧室流道为轴对称构型，即横截面为圆形，截面面积从入口截面到出口截面以一定的变化规律逐渐增加。例如燃烧室流道截面直径沿流向分段线性增加，且各段截面直径增加的斜率沿流向不断增加；也可为燃烧室流道截面直径沿流向分段线性增加，最后一段(即燃烧室出口段)为等截面面积段，线性增加各段截面直径增加的斜率沿流向不断增加。实施实例数值仿真模型时采用了上述第二种变化规律。实际设计时会根据具体情况调整燃烧室及各段的长度和斜率。

[0029] 火箭发动机流道为轴对称构型，其出口截面和燃烧室流道入口截面平齐，火箭发动机流道和燃烧室流道同轴，此轴也为RBCC发动机内流道的中心轴线。

[0030] 进气流道环绕在火箭发动机流道周围，进气流道入口截面远离RBCC发动机内流道轴线，进气流道截面沿气流流动方向逐渐靠近RBCC发动机内流道轴线，即沿流动方向逐渐向火箭发动机流道出口截面收紧，进气流道出口截面紧挨火箭发动机流道出口截面，进气流道出口截面和火箭发动机流道出口截面平齐。

[0031] 为了实现燃烧组织，在发动机内流道方案的基础上，于燃烧室流道中下游增加了支板和凹腔火焰稳定器。实施实例数值仿真模型于燃烧室流道沿流向1/2位置和3/4位置分别布置了支板和凹腔火焰稳定器。

[0032] 经数值仿真，获得发动机内流道流场参数分布，内流道对称面温度分布参照图2a、2b。从图中可以看出，火箭发动机出口射流初始段位于内流道轴线周围，占用的流道截面积小，对进气流道冲压来流影响小；经过一段距离后，火箭发动机出口射流和进气流道来流空气迅速掺混，掺混过程中来流空气参与了火箭发动机射流场的燃烧，上游的掺混燃烧对于燃烧室流道下游火焰稳定器布置区域的燃烧组织，发挥了较好的点火、稳焰和助燃作用，进而提高了发动机推力；在火箭射流完全融入下游燃烧流场之前，火箭射流均远离燃烧室流道壁面，燃烧室热防护设计难度显著降低。

[0033] 简而言之，本发明提供的火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道方案。由中心前置火箭发动机流道、周向逐步收敛于轴线附件的进气流道和截面积逐渐扩张的燃烧室流道共同构成了RBCC发动机内流道方案。研究表明，本发明可以较好的发挥出火箭发动机点火助燃、引射增推的优点；火箭发动机空间约束较为宽松，设计难度降低，且其对冲压流道干涉小，有利于提高冲压流道的宽域工作性能；火箭发动机高温射流远离燃烧室流道壁面，加之燃烧室本身为轴对称结构，燃烧室结构强度好、质量轻。本发明很好的解决了长期困扰RBCC发动机的火箭发动机和冲压流道匹配难度大的问题，充分发挥出火箭发动机和冲压发动机的集成优势。本发明可作为近期发动机关键技术集成飞行试验和小尺度工程应用的RBCC发动机内流道方案，也可供其他吸气式组合动力研究时借鉴。

[0034] 本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。

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