可准确测量推力和流量的空气二次流入口及RBCC发动机

技术领域

本发明涉及RBCC发动机技术领域，尤其是一种可准确测量推力和流量的空气二次流入口及RBCC发动机。

背景技术

轴对称RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环推进系统)发动机是一种主流的RBCC发动机构型，其火箭位于发动机内流道轴线处，产生火箭燃气一次流，在从火箭排出的高温燃气的引射作用下，空气二次流被吸入进气道，空气的总压升高，起到引射增压的目的。通过轴对称RBCC的自由抽吸地面实验可以分析RBCC发动机引射模态的流动特性和推力性能，准确的推力性能和流动情况对于RBCC发动机设计优化具有重要意义。

当前轴对称RBCC发动机的自由抽吸地面实验多采用如图1所示的结构，其空气二次流入口为敞开的单面结构(如图1的虚线框部分所示)，该结构一方面不便于流量的测量，另一方面单壁的入口结构左右两侧的压力差会造成轴向方面的力，造成全系统推力难以测定；此外简单的入口结构未经过型面优化，会造成流动分离以及回流区，影响系统性能。

发明内容

本发明提供一种可准确测量推力和流量的空气二次流入口及RBCC发动机，用于克服现有技术中不便于流量测量、推力测量不准等缺陷。

为实现上述目的，本发明提出一种可准确测量推力和流量的空气二次流入口，包括：第一入口壁和第二入口壁，第一入口壁通过过渡倒角与火箭腔近发动机燃气混合段端连接，第二入口壁设置在发动机燃气混合段的近火箭腔端，所述第一入口壁和第二入口壁共同构成空气二次流入口；

第一入口壁包括第一前缘壁面和第一内流道壁面，第二入口壁包括第二前缘壁面和第二内流道壁面；

第一内流道壁面的近发动机燃气混合段端延伸至第二内流道壁面围成的空间内；

第二内流道壁面的型线与发动机燃气混合段的型线平滑相连；

第一前缘壁面和第二前缘壁面的径向高度相等，且均垂直于发动机轴向。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前缘壁面和第二前缘壁面的狭缝轴向距离为10～40mm，通过轴向距离来控制狭缝面积。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前缘壁面和第二前缘壁面的狭缝径向高度为20～200mm。径向高度越大，可沿径向布置的静压或流速测量探针的数量越大，测量越准确；但是径向高度太大不利用整体的安装，因此需在便于安装的范围内尽可能延长径向高度。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前缘壁面和第二前缘壁面的狭缝轴向距离L为15～30mm，狭缝径向高度H为30～100mm。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第一前缘壁面的型线为直线，所述第一内流道壁面的型线为样条曲线、圆弧线和流线追踪线中的一种；所述第一前缘壁面的型线与第一内流道壁面的型线平滑相连。

作为上述技术方案的进一步改进，所述第二前缘壁面的型线为直线，所述第二内流道壁面的型线为流线追踪线；所述第二前缘壁面的型线与第二内流道壁面的型线平滑相连。

为实现上述目的，本发明还提出一种RBCC发动机，具有上述所述的空气二次流入口。

与现有技术相比，本发明的有益效果有：

1、现有的单面空气二次流入口，由于入口壁面两端存在压力差会造成来流轴向受力，从而影响整体的推力测量。相比现有技术，本发明提供的空气二次流入口，第一前缘壁面和第二前缘壁面之间形成狭缝，且由于第一前缘壁面和第二前缘壁面的径向高度相等使得形成的狭缝等高，狭缝两边的壁面正好能相互抵消来流的轴向受力，使得来流的轴向受力不影响整体的推力测定，保证整体推力测定的准确性。

2、本发明提供的空气二次流入口，第一前缘壁面和第二前缘壁面之间形成狭缝，通过调节第一前缘壁面和第二前缘壁面的轴向距离来控制狭缝面积(狭缝的截面面积)，从而控制空气二次流入口的来流速度(狭缝面积越小来流速度越快)，在保证亚声速通道(即第一前缘壁面和第二前缘壁面之间的通道)不产生壅塞情况下，该通道通过静压或流速反应流量的能力越敏感。在狭缝两边壁面布置静压口，则可以通过静压变化推算空气二次流流速，或者通过皮托管流速测量探针直接测量入口处空气流速，再根据狭缝面积即可计算获得空气二次流流量，流量的计算准确且简单。

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为背景技术中现有的用于自由抽吸地面实验的发动机空气二次流入口结构图；

图2为本发明提供的用于自由抽吸地面实验的发动机空气二次流入口结构图；

图3为基础型入口构型的流场流线；

图4为流线追踪改进后的入口构型的流场流线。

附图标号说明：1：火箭腔；2：燃气混合段；3：第一前缘壁面；4：第一内流道壁面；5：第二前缘壁面；6：第二内流道壁面；7：发动机燃气混合段；81：第一测压点；82：第二测压点；83：第三测压点；84：第四测压点。

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。

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2所示为本实施例公开的一种可准确测量推力和流量的空气二次流入口，包括：第一入口壁和第二入口壁，第一入口壁通过过渡倒角2与火箭腔1近发动机燃气混合段端连接，第二入口壁设置在发动机燃气混合段7的近火箭腔端，所述第一入口壁和第二入口壁共同构成空气二次流入口；

第一入口壁包括第一前缘壁面3和第一内流道壁面4，第二入口壁包括第二前缘壁面5和第二内流道壁面6；

第一内流道壁面4的近发动机燃气混合段端延伸至第二内流道壁面6围成的空间内，位于第二内流道壁面6围成的空间的正中心，延伸距离为第二内流道壁面6沿轴向的一半；

第二内流道壁面6的型线与发动机燃气混合段7的型线平滑相连；

第一前缘壁面3和第二前缘壁面5的径向高度相等，且均垂直于发动机轴向。

在本实施例中，第一前缘壁面3和第二前缘壁面5的狭缝轴向距离L为20mm，壁面狭缝径向高度H为50mm。

第一前缘壁面3的型线为直线，第一内流道壁面4的型线为流线追踪线；第一前缘壁面3的型线与第一内流道壁面4的型线平滑相连。

第二前缘壁面5的型线为直线，第二内流道壁面6的型线为流线追踪线；第二前缘壁面5的型线与第二内流道壁面6的型线平滑相连。

本实施例采用如图2标注的四个测压点进行流量估计，因为测压点附近流量均匀，狭缝两侧同等径向测压点所得静压近似相同，采用流量估算公式如下示出。

已知狭缝轴向距离为L，测压点据模型轴向距离为H，则测压点处狭缝面积A为：

A＝L×H×π

已知气体总压为P

Ф＝(P

Ma＝((Ф-1)×2/(k-1))

Y＝Ma×(2×(1+(k-1)×Ma

等熵得到的流量则为M

M

M＝M

本实施例通过流线追踪的方法，优化亚超混合层入口内流道型面(即通过流线追踪优化第一内流道壁面4和第二内流道壁面6，针对常规亚超混合层入口内流道易产生回流区和流动分离的不足进行改进，可有效缓解能量损失以及速度不均匀的问题。

空气二次流内流道容易产生流动分离和回流区等现象，导致流动不均匀现象，而且第一前缘壁面3和第二前缘壁面5形成的等距狭缝结构也会在一定程度加剧回流和流动分离，本实施例通过流线追踪法，首先给出基准结构，通过数值仿真计算得到对应流场，从中提取流线信息作为下一轮型面的基准型面，经过多轮迭代设计，即可得到避免回流区和流动分离的内流道型面(即第一内流道壁面4和第二内流道壁面6。

比较基础型入口构型和流线追踪改进后的入口构型的流场流线，如图3和图4所示，可以发现：基础型入口构型会产生图中虚线框所示流动分离现象，严重时甚至出现流体回流区，而通过流线追踪的优化，则可以抑制流动分离现象，避免出现流体回流，从而减小流动损失。

本发明中所说的型线均为剖面型线；第一入口壁和第二入口壁均为环形，即第一前缘壁面3和第二前缘壁面5均为环形。

本实施例还公开一种RBCC发动机，具有上述所述的空气二次流入口。

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。