引射火箭能够为火箭基组合循环(RBCC)发动机提供大推力,但是其喉部面临着极高的热载荷.本文提出使用冲击冷却的方式对引射火箭进行局部热防护,建立了射流冲击冷却的三维数值模型,研究了喉部曲率半径和冲击孔数量对冷却性能的影响,结果表明在设计半径R=(1～2)Rt范围内,R的取值对射流冲击换热无明显影响;靶面平均对流换热系数随冲击孔数量n的增大而减小,分布均匀程度随n先增大后减小,冲击孔数量n=6时换热效率最高.
冲击冷却 RBCC 引射火箭 数值模拟