CN106286012B - 一种吸气式火箭组合动力装置 - Google Patents

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Abstract

本发明一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室、外环扩张段、中心燃烧室、中心扩张段和大喷管，外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室；中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布。外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力。本发明设计的吸气式火箭组合动力装置，具有低空高度补偿特性和高空高性能的双模式工作特点，是用于未来飞行器可重复使用水平起降单级入轨的新型动力装置。

Description

一种吸气式火箭组合动力装置
技术领域
本发明属于先进组合动力推进技术领域，具体地涉及一种应用于吸气式火箭双模态的组合动力装置。
背景技术
吸气式涡轮发动机有效利用空气中的氧气作为氧化剂，比冲较高；火箭发动机利用自带的氧化剂可实现入轨飞行。将吸气发动机与火箭发动机进行有效结合，将充分发挥涡轮发动机比冲高、火箭发动机工作范围宽的性能优势，对于最大限度的降低太空发射成本具有重要的意义。
目前，适用于空天飞行器的吸气式高超声速动力装置有涡轮基组合动力、火箭基组合动力、预冷却高速涡轮喷气发动机等多种技术路线，其中吸气式火箭组合动力装置是有望应用于可重复使用水平起降单级入轨飞行器的新型动力系统。
在吸气式火箭组合动力装置中，若火箭模式和吸气模式共用一推力室和喷管，虽然减少了推力室重量、部件数量和成本，但导致吸气模式中燃烧室压力较高(102atm以上)。这不仅造成吸气模式下相对较高的燃料消耗，而且为了保证压气机压比达到102以上量级，空气压气机入口温度至少需冷却150K左右，这就需要设置复杂的霜控系统来防止预冷器中空气结冰。
若吸气式推力室和火箭推力室分开设计，但共用一个喷管，则吸气模式下室压降低一个数量级，较低的室压使压气机的压缩比大幅度降低，从压气机做功能力角度考虑，允许进入压气机的空气温度较高，从而可以避免结冰，省掉霜控系统。这一方案中吸气模式室压较低、起飞阶段外界环境背压较高，且喷管出口面积较大，推力室结构设计不当极易产生因壁面流动分离造成的负推力损失。并且，传统液体火箭发动机或航空发动机燃烧室的设计思路和设计程序完全不适用于吸气式火箭双模态的组合动力装置。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术不足，提出一种吸气式火箭组合动力装置，具有低空高度补偿特性和高空高性能的双模式动力，对于快速高效实现复杂结构推力室的性能优化具有重要意义。
本发明技术方案是：一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室、外环扩张段、中心燃烧室、中心扩张段和大喷管；外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室，中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布；外环燃烧室由环形圆筒段和环形收敛段组成，收敛段外型面由两相切圆弧环构成，内型面由一圆弧环构成，外环扩张段为短锥形环结构，中心扩张段为最大推力喷管型面结构，外环扩张段锥形环内侧面出口与中心扩张段出口通过半圆环连接，外环扩张段锥形环外侧面出口与大喷管入口连接处进行光滑过渡；外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力。
外环燃烧室入口段轴线与吸气式火箭组合动力装置的中心轴平行，外环扩张段与中心轴的夹角范围为30°～45°。
外环扩张段扩张面积比为1.5～2。
外环扩张段锥形环内侧面入口处与中心扩张段的距离d＞外环扩张段锥形环内侧面出口处与中心扩张段的距离dL≥15mm。
大喷管型面造型由三阶抛物线确定，且出口角大于等于0°。
本发明与现有技术相比具有如下优点：与现有技术相比，一种双同轴推力室结构用于吸气式火箭双模态的组合动力装置，外环推力室入口轴线和中心轴平行，可以有效减少入口总压损失；外环推力室类似扩张-偏转喷管推力室，可以保证在低空吸气飞行阶段具有高度补偿特性；外环扩张段倾角在30°-45°之间，可以有效降低扩张段与大喷管连接处产生的激波马赫杆强度，减少总压损失，提高喷管性能；吸气推力室扩张段采用短锥形环结构，可以保证外环推力室身部型面与大喷管型面间光滑过渡，最终实现双模推力室的高低空高性能要求。
附图说明
图1为本发明结构示意图。
具体实施方式
如图1所示，这种用于吸气式火箭双模态的组合动力装置采用双同轴推力室结构，包括外环燃烧室1、外环扩张段2、中心燃烧室3、中心扩张段4、大喷管5等，外环燃烧室和外环扩张段构成外环推力室，中心燃烧室和中心扩张段构成中心推力室；中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布；外环燃烧室收敛段外型面由两相切圆弧环构成，内型面由一较大半径圆弧环构成，外环扩张段为短锥形环结构，中心扩张段为最大推力喷管型面结构，外环扩张段锥形环内侧面出口与中心扩张段出口通过半圆环连接，外环扩张段锥形环外侧面出口与大喷管入口连接处进行光滑过渡，避免因产生激波造成性能损失；外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力，外环推力室类似于扩张-偏转喷管推力室，具有低空高度补偿特性；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力，中心推力室类似于双钟形喷管推力室，可以保证高空高性能的要求。
外环燃烧室1入口段轴线与中心轴平行，方便加工，且可以减少因通道折转造成的总压损失；外环扩张段2与中心轴的夹角范围为30°～45°，可以有效降低扩张段与大喷管连接处产生的激波马赫杆强度，减少总压损失，提高喷管性能；外环扩张段2扩张面积比为1.5～2，可以有效避免低空飞行阶段低室压情况下燃气过膨胀，消除因扩张段内激波产生造成的性能损失。
外环扩张段2锥形环内侧面入口处与中心扩张段4的距离d＞外环扩张段2锥形环内侧面出口处与中心扩张段4的距离dL≥15mm。
大喷管型面利用环形推力室身部锥形段出口点坐标(xae,yae)和方向角(θae＝θas+βas)、总喷管出口坐标(xne,yne)和方向角(θne)四个量采用三阶抛物线进行确定，从而保证外环推力室身部型面与大喷管型面间光滑过渡。
以上所述，仅是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制，凡是依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属本发明技术方案的保护范围。

Claims (4)

1.一种吸气式火箭组合动力装置，采用双同轴推力室结构，其特征在于：包括外环燃烧室(1)、外环扩张段(2)、中心燃烧室(3)、中心扩张段(4)和大喷管(5)；外环燃烧室(1)和外环扩张段(2)构成外环推力室，中心燃烧室(3)和中心扩张段(4)构成中心推力室，中心推力室居中，外环推力室为环形结构，周向分布；外环燃烧室(1)由环形圆筒段和环形收敛段组成，环形收敛段外型面由两相切圆弧环构成，环形收敛段内型面由一圆弧环构成，外环扩张段(2)为短锥形环结构，中心扩张段(4)为最大推力喷管型面结构，外环扩张段(2)锥形环内侧面出口与中心扩张段(4)出口通过半圆环连接，外环扩张段(2)锥形环外侧面出口与大喷管(5)入口连接处进行光滑过渡；外环推力室用于低空飞行阶段，采用吸气工作模态，吸入大气中的氧气作为氧化剂，参与燃烧产生推力；中心推力室用于高空飞行阶段，采用火箭工作模态，利用自身携带的液氧作为氧化剂，参与燃烧产生推力；
外环燃烧室(1)入口段轴线与吸气式火箭组合动力装置的中心轴平行，外环扩张段(2)的轴线与中心轴的夹角范围为30°～45°。
2.根据权利要求1所述的一种吸气式火箭组合动力装置，其特征在于：外环扩张段(2)扩张面积比为1.5～2。
3.根据权利要求1所述的一种吸气式火箭组合动力装置，其特征在于：外环扩张段(2)锥形环内侧面入口处与中心扩张段(4)的距离d＞外环扩张段(2)锥形环内侧面出口处与中心扩张段(4)的距离dL≥15mm。
4.根据权利要求1所述的一种吸气式火箭组合动力装置，其特征在于：大喷管(5)型面造型由三阶抛物线确定，且出口角大于等于0°。
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