CN103670797B - 一种固液冲压发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固液冲压发动机，属于发动机技术领域。发动机包括进气道、燃烧室、尾喷管、燃气发生器、油箱系统和控制系统等组成。其中，油箱系统包括高压气瓶、减压阀、安全阀、燃油、油滤和皮囊等，控制系统按照设定要求提供给冲压发动机满足要求的燃油流量。燃气发生器主要由绝热燃烧室、包覆药柱、长尾管喷管组件和点火器组成；燃气发生器固定在油箱系统内部，燃气发生器的长尾管穿过燃烧室的头部伸入燃烧室内部。本发明能够保持液体燃料冲压发动机比冲较高和固体燃料冲压发动机在大攻角下不易熄火的优点，同时克服了液体冲压发动机在大攻角下容易熄火、固体燃料冲压发动机推力不易调节、比冲低的缺点。

Description

一种固液冲压发动机

技术领域

本发明属于发动机技术领域，具体涉及一种冲压发动机。

背景技术

为了实现远距离、高性能、高马赫数飞行，需要一种远程、高速、适应大机动飞行的飞行器。这种飞行器能够以飞机、地面为平台起飞，并能够远距离、超音速飞行，且能够进行大机动飞行。

对于飞行器而言，需要适应不同的飞行轨迹，在不同的攻角下飞行，要达到这一要求，必须相应提高飞行器推进系统的性能水平，因为它是反映飞行器性能高低的重要技术基础，对决定飞行器速度、高度、航程和机动性等一系列任务参数起着关键作用。未来的飞行器在提高速度、增加航程、适应机动性和大空域条件下飞行等方面提出更高的要求。在这方面冲压发动机有着更加突出的综合性能优势。它利用飞行器在大气层内飞行时来流空气的动能经进气道压缩增压升温，空气中的氧在燃烧室中与燃料燃烧后从超声速排气中获得推力。由于利用空气做氧化剂，比冲比火箭发动机高了3～5倍，特别适用于超声速飞行。

目前国内外按照使用燃料的类型，冲压发动机主要分为液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机。液体燃料冲压发动机比冲较高，但存在大攻角下容易熄火的不足。固体燃料冲压发动机在大攻角下不易熄火，但存在推力不易调节、比冲低的不足。

发明内容

本发明的目的就是为了克服现有冲压发动机存在的上述缺点，提出了固液冲压发动机，能够保持液体燃料冲压发动机比冲较高和固体燃料冲压发动机在大攻角下不易熄火的优点，同时克服了液体冲压发动机在大攻角下容易熄火、固体燃料冲压发动机推力不易调节、比冲低的缺点。

本发明的固液冲压发动机由进气道、燃烧室、尾喷管、燃气发生器、油箱系统和控制系统等组成；其中，油箱系统包括高压气瓶、减压阀、安全阀、燃油、油滤和皮囊等，控制系统按照设定要求提供给冲压发动机满足要求的燃油流量。

燃气发生器主要由绝热燃烧室、包覆药柱、长尾管喷管组件和点火器组成，包覆药柱通过一定间隙轴向装配在绝热燃烧室内，长尾管喷管组件通过连接件与绝热燃烧室连接，点火器通过螺纹及密封垫安装固定在长尾管喷管组件上；

点火器可设置为外置式或内置式。

燃气发生器固定在油箱系统内部，燃气发生器的长尾管穿过燃烧室的头部伸入燃烧室内部。

进气道可根据飞行器需求，进气形式可设置为中心进气、旁侧进气、颌下进气等。进气道数量可为1个或多个（一般不超过4个），并呈现不同布局和夹角。

燃烧室可根据需要，采用带头部回流区的被动热防护燃烧室或采取带机械式火焰稳定器的气膜冷却燃烧室或夹层结构的主动冷却燃烧室；燃烧室直径可根据需要采用亚声速燃烧的等直径燃烧室或超声速燃烧的逐渐扩张式燃烧室。

喷管可根据需要，采用非金属材料的固定喉道喷管、金属式可调喉道喷管或非金属式可调喉道喷管；喷管可采用亚声速燃烧的拉法尔喷管（型面为先收缩后扩张）或超声速燃烧的扩张喷管；为冲压发动机提供初始速度的助推器可根据需要将药柱浇注于燃烧室内或将助推器通过喷管塞入燃烧室内部或将助推器与喷管串联；对于将助推器药柱浇注在燃烧室内部的冲压发动机，需要在进气道出口设置隔板，在冲压发动机工作过程中，隔板破碎，使得空气进入燃烧室。对于将助推器塞入燃烧室的冲压发动机，需要在燃烧室内部设置非金属垫块，避免助推器在分离的过程中损伤燃烧室和喷管内壁面。

燃气发生器采用多段燃速药柱或单一燃速药柱，并且可以根据推力需求，调整燃气发生器固体燃料与燃油的配比关系，使燃气发生器燃烧产生的推力与燃油产生的推力相互结合，同时使得燃气发生器燃烧不完全的固体燃料在冲压发动机燃烧室内进行了二次燃烧，提高了燃气发生器固体燃料的燃烧效率，进而满足飞行器推力的需求。

工作原理：在助推器将发动机助推到预定高度和马赫数之前，供油系统的高压气瓶向气囊充气，气囊挤压油箱中的燃油，满足涡轮泵进口油压要求；转级分离（助推器与冲压发动机分开）后，燃油经喷油环喷入进气道或燃烧室中，高速来流空气在进气道中通过激波系增压，并与燃油在进气道掺混，固体燃料燃气发生器点火之后产生高温贫氧燃气并喷射到冲压发动机燃烧室中，点燃来自进气道的油气混合物，在冲压发动机燃烧室中实现亚声速或超声速条件下气、固、液三相混合燃烧并产生高温燃气，高温燃气在冲压发动机尾喷管膨胀，产生发动机所需要的推力。

燃气发生器采用多段燃速药柱或单一燃速药柱，并且可以根据推力要求，调整燃气发生器固体燃料和燃油的配比关系。使燃气发生器燃烧产生的推力与燃油产生的推力相互结合，满足飞行器推力的需求。

有益效果：

（1）本发明与液体冲压发动机相比，大机动飞行冲压发动机不易熄火；

（2）由于液体燃料的体积热值大，因此与固体冲压发动机相比，比冲较高；

（3）固体燃气发生器推力可以按照需要设定不同燃速的药柱，满足飞行器推力需求；

（4）能够适用于亚燃冲压发动机和超燃冲压发动机，为发动机的可靠稳定工作提供基础保障，为其可靠工作提供可靠的点火源；

（5）本固液冲压发动机可工作马赫数适用范围为0～7.0，高度范围0km～100km，可根据需要设置空气质量流量与燃气发生器质量流量之比，满足临近空间飞行器动力需求；

（6）在未来，如何使得天地往返飞行器组合动力可靠工作，本固液冲压发动机为其发展奠定了一定技术基础。

附图说明

图1为本发明亚声速燃烧固液冲压发动机原理图；

图2为本发明超声速燃烧固液冲压发动机原理图；

图3为本发明燃气发生器的结构示意图。

其中，1-燃气发生器；2-进气道；3-喷油环；4-燃烧室；5-尾喷管；6-绝热燃烧室；7-包覆药柱、8-点火器、9-长尾管喷管组件。

具体实施方式

下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。

如附图1所示，本发明的冲压发动机为亚声速燃烧固液冲压发动机，包括燃气发生器1、进气道2、喷油环3、燃烧室4、尾喷管5、油箱系统和控制系统等。其中，油箱系统包括高压气瓶、减压阀、安全阀、燃油、油滤和皮囊等，控制系统按照设定要求提供给冲压发动机满足要求的燃油流量。

其中：燃烧室头部为椭球形，供油系统包括高压气瓶、减压阀、燃油、安全阀和气囊，供油系统按照设定要求提供给冲压发动机满足要求的燃油流量；

燃气发生器1通过两个环形支撑框支撑并固定在油箱内部；在油箱与外界接触的支撑框处设置两道O形橡胶密封圈，防止燃油渗漏；燃气发生器1的长尾管穿过燃烧室4的头部伸入其内部；燃烧室4头部穿过燃气发生器1长尾管的位置安装有模压玻璃钢套环，此套环外表面涂有高温密封胶；燃气发生器1长尾管涂抹高温密封胶后穿过模压玻璃钢套环伸入燃烧室4头部；

进气道2的个数四个，相邻两个进气道2之间夹角呈90°。每个进气道出口气流通过一个窗口进入燃烧室；进气道2焊接方式与燃烧室4连接；进气道2与油箱系统相对应的位置设置有与油箱系统轴线方向一致的长槽孔，采用螺栓穿过长槽孔，然后用螺母和垫片将进气道2和油箱系统连接，用于支撑和固定进气道2，当进气道2和油箱系统在工作后产生热膨胀，通过长槽孔实现进气道2和油箱系统之间的轴向滑移；由此消除了热膨胀对进气道2和油箱系统之间固定结构的影响。

喷油环3焊接于进气道2内部，其上布置有不同直径和不同间距的直射式喷孔。

燃烧室4与尾喷管5之间通过焊接连接成一体，燃烧室内部有多层非金属材料用于防热。燃烧室4为等截面形式，尾喷管5为收缩、等直段、扩张形式，燃烧室4内气流速度为亚声速；

过渡舱通过螺栓、螺母和垫片将燃烧室4和油箱系统连接在一起；过渡舱内部设置控制系统，过渡舱内侧铺设有隔热材料，用于隔离外界的气动加热；

如附图2所示的发动机采用超声速燃烧固液冲压发动机，进气道2通过法兰、螺栓、螺母、垫片或焊接方式与燃烧室4连接；如果为法兰连接，两个法兰端面涂抹高温密封胶，并放置石墨垫片用于燃气密封；喷油环3固定连接在进气道2内部，其上布置有不同直径和不同间距的直射式喷孔，根据需要布置多个喷油环3；如果为多个喷油环3，考虑到燃油流量范围和发动机燃烧效率，各个喷油环3之间的喷孔流量面积有差异；喷油环3距离燃烧室4进口法兰中心一定距离，用于燃油的雾化。

燃烧室4与尾喷管5固定连接在一起，燃烧室4内型面呈逐渐扩张的形式，尾喷管5也为扩张的形式，燃烧室4内气流速度为超声速，燃烧室4和尾喷管5的隔热层为夹层形式，通过夹层中的高压液体介质将燃烧室内部传导的热量带走，降低外壁面温度。

过渡舱将燃烧室4和油箱系统连接在一起；过渡舱内部设置控制系统，过渡舱内侧铺设有隔热材料，用于隔离外界的气动加热。

燃油在进气道2的喷油环3中喷射，燃烧室4头部椭球长轴A与短轴B之比为0.5。燃气发生器1转级点火，采用双燃速药柱，高燃速燃气与空气质量之比2.7×10^-3，低燃速燃气与空气质量之比1.44×10^-3，工作时间不少于飞行器结束飞行时间，喷口布置在燃烧室4头部回流区，伸入燃烧室4头部的长度C为0.5B，燃气喷射角0°。

如附图3所示，燃气发生器1主要由绝热燃烧室6、包覆药柱7、长尾管喷管组件9和点火器8组成，包覆药柱7通过一定间隙轴向装配在绝热燃烧室6内，长尾管喷管组件9通过连接件与绝热燃烧室6连接，点火器8通过螺纹及密封垫安装固定在长尾管喷管组件9上；

绝热燃烧室6由燃烧室筒体、前封头和内绝热层组成，燃烧室筒体和前封头采用铝合金材料制造，内绝热层采用丁腈橡胶整体模压成型。

包覆药柱7采用丁羟铝镁贫氧推进剂，由包覆套、衬层、推进剂药柱组成。包覆套基体材料为三元乙丙橡胶，整体模压成形，衬层为丁羟体系。包覆药柱采用端面燃烧，根据工作时间的长短设置药柱的长度；

长尾管喷管组件9由后封头长尾管壳体、后封头隔热衬、长尾管隔热衬、整体喷管组成。后封头长尾管壳体采用钛合金铸造毛坯机加而成；长尾管隔热衬采用新型吸热性隔热材料；整体喷管采用钨渗铜毛坯机加而成。

综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种固液冲压发动机，其特征在于，包括进气道、燃烧室、尾喷管、燃气发生器、油箱系统和控制系统；其中，油箱系统包括高压气瓶、减压阀、安全阀、燃油、油滤和皮囊，控制系统按照设定要求提供给冲压发动机满足要求的燃油流量；

所述燃气发生器主要由绝热燃烧室、包覆药柱、长尾管喷管组件和点火器组成，包覆药柱通过一定间隙轴向装配在绝热燃烧室内，长尾管喷管组件通过连接件与绝热燃烧室连接，点火器通过螺纹及密封垫安装固定在长尾管喷管组件上；

所述点火器可设置为外置式或内置式；

所述燃气发生器固定在油箱系统内部，燃气发生器的长尾喷管穿过燃烧室的头部伸入燃烧室内部；

所述燃气发生器采用多段燃速药柱或单一燃速药柱，并且可以根据推力需求，调整燃气发生器固体燃料与燃油的配比关系，使燃气发生器燃烧产生的推力与燃油产生的推力相互结合，同时使得燃气发生器燃烧不完全的固体燃料在冲压发动机燃烧室内进行了二次燃烧，提高了燃气发生器固体燃料的燃烧效率，进而满足飞行器推力的需求。

2.如权利要求1所述的固液冲压发动机，其特征在于，进气道可根据飞行器需求，进气形式可设置为中心进气、旁侧进气、颌下进气之一，进气道数量可为一个以上，并呈现不同布局和夹角。

3.如权利要求1或2所述的固液冲压发动机，其特征在于，所述燃烧室可根据需要，采用带头部回流区的被动热防护燃烧室或采取带机械式火焰稳定器的气膜冷却燃烧室或夹层结构的主动冷却燃烧室；燃烧室直径可根据需要采用亚声速燃烧的等直径燃烧室或超声速燃烧的逐渐扩张式燃烧室。

4.如权利要求1所述的固液冲压发动机，其特征在于，所述喷管根据需要采用非金属材料的固定喉道喷管、金属式可调喉道喷管或非金属式可调喉道喷管；喷管采用亚声速燃烧的拉法尔喷管或超声速燃烧的扩张喷管；为冲压发动机提供初始速度的助推器可根据需要将药柱浇注于燃烧室内或将助推器通过喷管塞入燃烧室内部或将助推器与喷管串联；对于将助推器药柱浇注在燃烧室内部的冲压发动机，需要在进气道出口设置隔板，在冲压发动机工作过程中，隔板破碎，使得空气进入燃烧室；对于将助推器塞入燃烧室的冲压发动机，需要在燃烧室内部设置非金属垫块，避免助推器在分离的过程中损伤燃烧室和喷管内壁面。