CN107503862A - 一种固液混合火箭组合循环推进系统及其控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固液混合火箭组合循环推进系统，涉及航空航天动力设备技术领域。该固液混合火箭组合循环推进系统包括进气道、固液混合火箭发动机、超燃室、尾喷管和氧化剂输送装置；固液混合火箭发动机、超燃室和尾喷管依次先后连通，固液混合火箭发动机内先后设置有燃烧室和补燃室；进气道设置于固液混合火箭发动机的周向外侧，直接与超燃室连通；氧化剂输送装置分别连接燃烧室和补燃室。本发明的固液混合火箭组合循环推进系统，结构简洁、安全、高效、易于点火、燃烧稳定，可灵活地调节氧化剂的流量和系统的推力。在此基础上，本发明还提供了一种推进系统的控制方法。

Description

一种固液混合火箭组合循环推进系统及其控制方法

技术领域

本发明涉及航空航天动力设备技术领域，尤其涉及一种固液混合火箭组合循环推进系统及其控制方法。

背景技术

组合循环动力技术可将两种或两种以上的动力类型进行有机结合，使得各动力单元之间相互融合、功能相互补充，能够针对飞行器的不同飞行阶段，采取最高效的动力推进方式，最大限度地发挥不同动力类型的优点，从而大大拓展飞行器的高度-速度包线。目前，组合动力技术通常是液体火箭发动机、涡轮发动机等技术与冲压发动机技术的有机结合，其主要类型有：火箭基组合循环动力、涡轮基组合循环动力、预冷类组合循环动力等。

现有的火箭基组合循环动力主要有液体火箭基组合循环动力、固体火箭基组合循环动力。其中，液体火箭基组合循环动力的输送系统结构复杂，且在低流量工况下燃烧不稳定。而固体火箭基组合循环动力存在的主要难题有：高能量贫氧推进剂的研制与点火难题，高能量贫氧推进剂的燃烧机理研究不足，固体燃料的燃气流量调节困难等。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固液混合火箭组合循环推进系统及其控制方法，以解决现有技术中单一的液体或固体火箭基组合循环动力存在的系统结构复杂、燃烧不稳定、推进剂研制与点火困难、燃气流量调节不精准等问题。

为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：

本发明提供的一种固液混合火箭组合循环推进系统，包括进气道、固液混合火箭发动机、超燃室、尾喷管和氧化剂输送装置；所述固液混合火箭发动机、所述超燃室和所述尾喷管依次先后连通，所述固液混合火箭发动机内先后设置有燃烧室和补燃室；所述进气道设置于所述固液混合火箭发动机的周向外侧，直接与所述超燃室连通；所述氧化剂输送装置分别连接所述燃烧室、所述补燃室。

进一步，所述氧化剂输送装置包括增压泵、催化分解器和燃气涡轮；所述增压泵的出口分别连接所述燃烧室入口和所述催化分解器入口，所述催化分解器的出口连接所述燃气涡轮入口，所述燃气涡轮的出口连接所述补燃室和所述超燃室；所述燃气涡轮能够驱动所述增压泵。该技术方案的技术效果在于：该结构装置为涡轮泵压式氧化剂输送装置。其中，增压泵由燃气涡轮驱动，燃气涡轮由经过催化分解器反应的高温高压氧化剂驱动，氧化剂在增压泵的作用下一部分被输送到燃烧室中，另一部分进入催化分解器进行催化反应。另外，从燃气涡轮中排放的氧化剂仍然富含氧元素，可排入推进系统的补燃室或超燃室继续参与燃烧。

进一步，所述氧化剂输送装置包括储存箱、电动泵和管道；所述储存箱通过所述管道分别连通所述燃烧室和所述补燃室，所述电动泵设置于所述管道上。该技术方案的技术效果在于：该结构装置为电动泵压式氧化剂输送装置，通过控制电动泵，能够以指定的压力、流量要求向燃烧室、补燃室甚至超燃室供应氧化剂。

进一步，还包括调节阀；所述调节阀设置于所述管道上。该技术方案的技术效果在于：调节阀起到控制流量的作用，同样能够控制氧化剂以指定的压力、流量要求向燃烧室、补燃室甚至超燃室供应氧化剂。

进一步，所述进气道可控制开启和闭合。该技术方案的技术效果在于：当飞行器在大气层内航行时，开启进气道，超燃室通过高速气流的引射抽吸作用引入空气流，促进燃料的完全燃烧，以提高整体燃气能量，在纯火箭基础上提高推力，增加比冲。当飞行器飞离大气层后，将进气道关闭，可缩小推进系统的整体尺寸，利于飞行姿态的控制。

本发明还提供一种推进系统的控制方法，包括如下步骤：

S1、向燃烧室输送氧化剂，用于与固体燃料发生反应；

S2、向补燃室输送氧化剂，用于形成二次喷注燃烧；

S3、控制进气道的开启与闭合。

进一步，在飞行器起飞至Ma≤3时，依次控制氧化剂输送装置向所述燃烧室和所述补燃室输送氧化剂；同时开启所述进气道。该技术方案的技术效果在于：此时，推进系统处于引射模态。在该过程中，燃烧室内喷注的少量氧化剂与固体燃料接触进行初次燃烧形成富燃燃气；补燃室内二次喷注的大部分氧化剂与富燃燃气混合进行二次燃烧形成高速气流；从进气道引入的高速空气流在超燃室与高温的高速气流混合发生第三次燃烧，以提高整体燃气能量，最终在尾喷管形成强大的推力。

进一步，在飞行器的速度为3＜Ma≤6.5时，氧化剂输送装置向所述燃烧室输送氧化剂；所述进气道开启；停止向所述补燃室输送氧化剂。该技术方案的技术效果在于：此时，推进系统处于超燃冲压模态。在该过程中，停止向补燃室二次喷注氧化剂，而仅在燃烧室喷注氧化剂与固体燃料燃烧生成富燃燃气，富燃燃气进入超燃室与超声速空气气流组织超声速燃烧。

进一步，当飞行器飞离大气层时，氧化剂输送装置向所述燃烧室和所述补燃室输送氧化剂；关闭所述进气道。该技术方案的技术效果在于：此时，推进系统处于纯火箭模态。在该过程中，由于环境接近真空，可关闭进气道，将氧化剂分别向燃烧室和补燃室喷注，利用固液混合火箭发动机自身的动力将飞行器送入预定轨道。

进一步，在上述步骤S1中，氧化剂经过催化分解器催化后推动燃气涡轮，所述燃气涡轮带动增压泵向所述燃烧室输送氧化剂。该技术方案的技术效果在于：涡轮泵压式氧化剂输送装置利用氧化剂催化分解产生高温燃气，驱动燃气涡轮旋转，燃气涡轮带动增压泵工作，氧化剂在增压泵的作用下一部分被输送到燃烧室中，另一部分进入催化分解器进行催化反应。

本发明的有益效果是：

1、固液混合火箭组合循环推进系统设置固液混合火箭发动机、超燃室与独立的氧化剂输送装置，系统结构布置更加简洁、安全，研制、生产效率高而使用、维护成本低。

2、氧化剂输送装置可控地分别向燃烧室和补燃室输送氧化剂，易于点火，易于调节氧化剂的流量和系统的推力，并能够实现多次启动。

3、固体燃料药柱和液态氧化剂组合的推进系统，避免了液体火箭基动力系统的燃烧不稳定，以及固体火箭基动力系统的点火等难题。

4、推进系统的控制方法采用分别独立地向燃烧室输送氧化剂、向补燃室输送氧化剂、控制进气道向超燃室输送高速空气流等工序，使飞行器在不同的高度和不同的飞行马赫数情况下，始终保持较高的比冲效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式的技术方案，下面将对具体实施方式描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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获得其他的附图。

图1为本发明实施例一提供的固液混合火箭组合循环推进系统的结构示意图；

图2为本发明实施例一提供的固液混合火箭组合循环推进系统关闭进气道后的结构示意图；

图3为本发明实施例二提供的固液混合火箭组合循环推进系统的结构示意图；

图4为本发明实施例一、二提供的固液混合火箭组合循环推进系统中固液混合火箭发动机的结构示意图。

附图标记：

1-进气道； 2-固液混合火箭发动机； 201-燃烧室；

202-补燃室； 3-超燃室； 4-尾喷管；

5-氧化剂输送装置； 501-增压泵； 502-催化分解器；

503-燃气涡轮； 504-储存箱； 505-电动泵；

506-管道； 507-调节阀。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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做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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

现有技术说明：

在现有技术中，火箭基组合循环动力主要有液体火箭基组合循环动力、固体火箭基组合循环动力。其中，液体火箭基组合循环动力的输送系统结构复杂，且在低流量工况下燃烧不稳定。而固体火箭基组合循环动力存在的主要难题有：高能量贫氧推进剂的研制与点火难题，高能量贫氧推进剂的燃烧机理研究不足，固体燃料的燃气流量调节困难等。

本发明具体实施例一：

本实施例提供了一种固液混合火箭组合循环推进系统，其中：图1为本发明实施例一提供的固液混合火箭组合循环推进系统的结构示意图。如图1所示，固液混合火箭组合循环推进系统包括进气道1、固液混合火箭发动机2、超燃室3、尾喷管4和氧化剂输送装置5。具体地，固液混合火箭发动机2、超燃室3和尾喷管4依次先后连通。其中，固液混合火箭发动机2内先后设置有燃烧室201和补燃室202。进气道1设置于固液混合火箭发动机2的周向外侧，直接与超燃室3连通。另外，氧化剂输送装置5分别连接燃烧室201、补燃室202。

本发明提供的固液混合火箭组合循环推进系统，能够较好地解决现有技术存在的问题。首先，固液混合火箭组合循环推进系统设置固液混合火箭发动机2、超燃室3与独立的氧化剂输送装置5，系统结构布置更加简洁、安全，研制、生产效率高而使用、维护成本低。其次，氧化剂输送装置5可控地分别向燃烧室201和补燃室202输送氧化剂，易于点火，易于调节氧化剂的流量和系统的推力，并能够实现多次启动。再次，固体燃料药柱和液态氧化剂组合的推进系统，避免了液体火箭基动力系统的燃烧不稳定，以及固体火箭基动力系统的点火等难题。

在上述实施例的基础上，进一步地，如图1所示，氧化剂输送装置5设置有增压泵501、催化分解器502和燃气涡轮503。具体地，增压泵501的出口分别连接燃烧室201入口和催化分解器502入口，催化分解器502的出口连接燃气涡轮503入口，燃气涡轮503的出口连接补燃室202和超燃室3。其中，燃气涡轮503用于驱动增压泵501。该结构装置为涡轮泵压式氧化剂输送装置5。其中，增压泵501由燃气涡轮503驱动，燃气涡轮503由经过催化分解器502反应的高温高压氧化剂驱动，氧化剂在增压泵501的作用下一部分输送到燃烧室201中，另一部分进入催化分解器502进行催化反应。另外，从燃气涡轮503中排放的氧化剂仍然富含氧元素，可排入推进系统的补燃室202或超燃室3继续参与燃烧。

本发明具体实施例二：

如图1所示，固液混合火箭组合循环推进系统包括进气道1、固液混合火箭发动机2、超燃室3、尾喷管4和氧化剂输送装置5。具体地，固液混合火箭发动机2、超燃室3和尾喷管4依次先后连通。其中，固液混合火箭发动机2内先后设置有燃烧室201和补燃室202。进气道1设置于固液混合火箭发动机2的周向外侧，直接与超燃室3连通。另外，氧化剂输送装置5分别连接燃烧室201、补燃室202。

图3为本发明实施例二提供的固液混合火箭组合循环推进系统的结构示意图。可选地，如图3所示，氧化剂输送装置5包括储存箱504、电动泵505和管道506。其中，储存箱504通过管道506分别连通燃烧室201和补燃室202，而电动泵505设置于管道506上。该结构装置为电动泵压式氧化剂输送装置5，通过控制电动泵505，能够以指定的压力、流量要求向燃烧室201、补燃室202甚至超燃室3供应氧化剂。

进一步地，如图3所示，氧化剂输送装置5还包括调节阀507。其中，调节阀507设置于管道506上。调节阀507起到控制流量的作用，同样能够控制氧化剂以指定的压力、流量要求向燃烧室201、补燃室202甚至超燃室3供应氧化剂。

图2为本发明实施例一提供的固液混合火箭组合循环推进系统关闭进气道1后的结构示意图。在上述任一实施例的基础上，进一步地，如图2所示，进气道1设置为可控制开启和闭合。当飞行器在大气层内航行时，开启进气道1，超燃室3通过高速气流的引射抽吸作用引入空气流，促进燃料的完全燃烧，以提高整体燃气能量，在纯火箭基础上提高推力，增加比冲。当飞行器飞离大气层后，将进气道1关闭，可缩小推进系统的整体尺寸，利于飞行姿态的控制。

本发明还提供一种推进系统的控制方法，包括如下步骤：

S1、向燃烧室201输送氧化剂，用于与固体燃料发生反应；

S2、向补燃室202输送氧化剂，用于形成二次喷注燃烧；

S3、控制进气道1的开启与闭合。

利用上述控制方法，保证飞行器在不同的高度和不同的飞行马赫数情况下，始终保持较高的比冲效率：

1、在飞行器起飞至Ma≤3时，依次控制氧化剂输送装置5向燃烧室201和补燃室202输送氧化剂；同时开启进气道1向超燃室3输送高速空气流。此时，推进系统处于引射模态。在该过程中，燃烧室201内喷注的少量氧化剂与固体燃料接触进行初次燃烧形成富燃燃气；补燃室202内二次喷注的大部分氧化剂与富燃燃气混合进行二次燃烧形成高速气流；从进气道1引入的高速空气流在超燃室3与高温的高速气流混合发生第三次燃烧，以提高整体燃气能量，最终在尾喷管4形成强大的推力。

2、在飞行器的速度为3＜Ma≤6.5时，氧化剂输送装置5向燃烧室201输送氧化剂；进气道1开启；停止向补燃室202输送氧化剂。此时，推进系统处于超燃冲压模态。在该过程中，停止向补燃室202二次喷注氧化剂，而仅在燃烧室201喷注氧化剂与固体燃料燃烧生成富燃燃气，富燃燃气进入超燃室3再与超声速空气气流组织超声速燃烧。

3、当飞行器飞离大气层时，氧化剂输送装置5向燃烧室201和补燃室202输送氧化剂；关闭进气道1。此时，推进系统处于纯火箭模态。在该过程中，由于环境接近真空，可关闭进气道1，将氧化剂分别向燃烧室201和补燃室202喷注，利用固液混合火箭发动机2自身的动力将飞行器送入预定轨道。

其中，在上述步骤S1中，优选采用涡轮泵压式氧化剂输送装置5，此装置利用氧化剂催化分解产生高温燃气，驱动燃气涡轮503旋转，燃气涡轮503再带动增压泵501工作，氧化剂在增压泵501的作用下一部分被输送到燃烧室201中，另一部分进入催化分解器502进行催化反应。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种固液混合火箭组合循环推进系统，其特征在于，包括进气道、固液混合火箭发动机、超燃室、尾喷管和氧化剂输送装置；

所述固液混合火箭发动机、所述超燃室和所述尾喷管依次先后连通，所述固液混合火箭发动机内先后设置有燃烧室和补燃室；所述进气道设置于所述固液混合火箭发动机的周向外侧，直接与所述超燃室连通；

所述氧化剂输送装置分别连接所述燃烧室和所述补燃室。

2.根据权利要求1所述的固液混合火箭组合循环推进系统，其特征在于，所述氧化剂输送装置包括增压泵、催化分解器和燃气涡轮；所述增压泵的出口分别连接所述燃烧室入口和所述催化分解器入口，所述催化分解器的出口连接所述燃气涡轮入口，所述燃气涡轮的出口连接所述补燃室和所述超燃室；

所述燃气涡轮能够驱动所述增压泵。

3.根据权利要求1所述的固液混合火箭组合循环推进系统，其特征在于，所述氧化剂输送装置包括储存箱、电动泵和管道；所述储存箱通过所述管道分别连通所述燃烧室和所述补燃室，所述电动泵设置于所述管道上。

4.根据权利要求3所述的固液混合火箭组合循环推进系统，其特征在于，还包括调节阀；所述调节阀设置于所述管道上。

5.根据权利要求1所述的固液混合火箭组合循环推进系统，其特征在于，所述进气道可控制开启和闭合。

6.一种推进系统的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

S1、向燃烧室输送氧化剂，用于与固体燃料发生反应；

S2、向补燃室输送氧化剂，用于形成二次喷注燃烧；

S3、控制进气道的开启与闭合。

7.根据权利要求6所述的推进系统的控制方法，其特征在于，在飞行器起飞至Ma≤3时，依次控制氧化剂输送装置向所述燃烧室和所述补燃室输送氧化剂；同时开启所述进气道。

8.根据权利要求6所述的推进系统的控制方法，其特征在于，在飞行器的速度为3＜Ma≤6.5时，氧化剂输送装置向所述燃烧室输送氧化剂；所述进气道开启；停止向所述补燃室输送氧化剂。

9.根据权利要求6所述的推进系统的控制方法，其特征在于，当飞行器飞离大气层时，氧化剂输送装置向所述燃烧室和所述补燃室输送氧化剂；关闭所述进气道。

10.根据权利要求6所述的推进系统的控制方法，其特征在于，在上述步骤S1中，氧化剂经过催化分解器催化后推动燃气涡轮，所述燃气涡轮带动增压泵向所述燃烧室输送氧化剂。