[发明专利]波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统

说明书

本发明提出一种波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统，包括与进气道联通的空气流道以及火箭燃气喷嘴，所述火箭燃气喷嘴设有2个以上，各火箭燃气喷嘴分布在空气流道的外侧，且空气流道与火箭燃气喷嘴之间的间壁呈波瓣结构。波瓣结构具有连续的多个凸起波瓣和凹陷波瓣。这样的结构设计在应用中会相应产生具有连续的多个凸起波瓣和凹陷波瓣形状的混合边界层，相较传统的近圆形混合边界层，其混合面积增大，两股流体的混合效率增强。另一方面连续的多个凸起波瓣和凹陷波瓣会产生更多的纵向涡流，提高混合效率。且各火箭燃气喷嘴能实现独立开合关闭，火箭流量能够调整，可达到实时调节火箭基组合循环推进系统工作工况的目的。

技术领域

本发明涉及火箭喷嘴技术领域，具体涉及一种波瓣式火箭喷嘴。

背景技术

火箭基组合循环推进系统(RBCC)利用火箭与冲压发动机耦合，其主要有四个模块：引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态，其中引射模态需要利用火箭产生的燃气引射进气道捕获空气，火箭燃气与进气道捕获空气的混合情况是引射模态性能的决定因素，如何提高火箭燃气和捕获空气的引射掺混效率成为火箭基组合循环推进系统设计的关键因素。

目前针对火箭喷嘴的布置研究较为常规.公开号为109779784A的发明专利公开了一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道，其整体RBCC构型采用轴对称构型，火箭位于中心处，喷嘴出口形状为常规圆形出口，其结构简单但无促进掺混结构。公开号为109882886A的发明专利公开了一种斜坡火箭布局方式的RBCC发动机燃烧室及其设计方法，其整体RBCC构型采用二维矩形构型，火箭喷口位于壁面一侧并以射流形式喷入，利用火箭射流实现燃烧室点火及火焰稳定，其设备加工难度小，火焰稳定性好，但存在火箭燃气与空气的混合效率低的问题。

目前针对RBCC的火箭喷嘴位置和构型的研究优化尚处于起步阶段，无论是RBCC轴对称构型还是二维矩形构型，均存在掺混率低、混合长度长的问题，极大制约了RBCC引射模态的性能提升。

发明内容

针对现有技术中存在的缺陷，本发明提出了一种波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统。

为实现上述技术目的，本发明采用的具体技术方案如下：

波瓣式火箭喷嘴，包括与进气道联通的空气流道以及火箭燃气喷嘴，所述火箭燃气喷嘴设有2个以上，各火箭燃气喷嘴分布在空气流道的外侧，且空气流道与火箭燃气喷嘴之间的间壁呈波瓣结构。

作为本发明的优选方案，所述空气流道与火箭燃气喷嘴之间的间壁具有连续的内侧波瓣，内侧波瓣包括多个凸起波瓣和凹陷波瓣，各火箭燃气喷嘴分布在内侧波瓣的各凹陷波瓣的后缘。

作为本发明的优选方案，所述空气流道位于中心，2个以上的火箭燃气喷嘴环布在空气流道外侧。进一步地，2个以上的火箭燃气喷嘴均匀环布在空气流道外侧。

作为本发明的优选方案，所述各火箭燃气喷嘴分布在空气流道分布在空气流道的同一侧。

作为本发明的优选方案，各火箭燃气喷嘴独立控制，各自单独实现开合关闭。这样可以通过控制各火箭燃气喷嘴的开关，进而实现燃气流量的实时可调。

作为本发明的优选方案，凸起波瓣和凹陷波瓣之间呈流线型连接，空气流道与火箭燃气喷嘴之间的间壁内侧形成流线型曲线壁面。这样，流线型曲线壁面可采用旋特征线法、双向流线追踪方法进行流道型面设计。流线型曲线壁面其全壁面连续变化、曲率低，不存在几何不连续的部分，引起的激波较少，流场内不存在明显的激波结构。在控制热负荷的同时，最大限度的减少流体能量损失，主动冷却、被动热防护技术均能很好的运用。

本发明提供一种火箭基组合循环推进系统，具有上述任一种波瓣式火箭喷嘴。

本发明的有益效果如下：