CN109931185B - 一种整体式爆震冲压发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明提出了一种整体式爆震冲压发动机，所属爆震发动机技术与冲压发动机技术领域，由可开合进气道(1)，隔离段(2)，共用燃烧室(3)，火箭推进剂(4)，共用尾喷管(5)组成。其运行过程分两个阶段，第一阶段为火箭助推器工作阶段，第二阶段为爆震冲压发动机工作阶段。本发明能免去整体式冲压发动机抛甩火箭助推器尾喷管的步骤，去掉抛甩控制、执行装置与火箭助推器尾喷管结构，可减轻发动机的重量，增加发动机的推重比与可靠性，有效增加发动机的可重复使用率，采用爆震燃烧代替常规的等压燃烧可提升发动机的热效率，从而有利于改善使用此类发动机的经济性。

Description

一种整体式爆震冲压发动机
技术领域
本发明涉及爆震发动机技术与冲压发动机领域，具体为一种整体式爆震冲压发动机。
背景技术
爆震燃烧是一种增压燃烧，相比于常规等压燃烧的发动机，采用爆震燃烧的发动机具有更高的热循环效率与更低的熵增等潜在优势。因此，以爆震为基本燃烧方式是未来发动机的发展趋势。
整体式冲压发动机是一种火箭冲压组合发动机。它共用了火箭助推器燃烧室与冲压发动机燃烧室，有效地利用了发动机的空间，节省了发动机的结构质量。其运行分为两个阶段，在第一阶段中，进气道关闭，以火箭助推器为动力将飞行器从地面零速送至一定高压与速度的飞行接力点；此时火箭助推器停止工作，进气道开启，冲压发动机点火工作后进入第二阶段，此后，继续加速飞行器或使飞行器在巡航状态下飞行。虽然整体式冲压发动机技术已较为成熟，但是由于火箭助推器燃烧室工作室压更高，所要求的尾喷管吼道面积不同，第一阶段火箭助推器的尾喷管不能用于第二阶段冲压发动机的工作。在接近飞行接力点时，通常需要抛掉火箭助推器的尾喷管。该尾喷管不仅增加了发动机的质量，还增加了额外的抛甩控制装置。此外，由于抛甩动作通常采用爆破螺栓进行爆破的方式，降低了系统的可靠性，使发动机几乎无重复利用的可能。
发明内容
要解决的技术问题
为了克服上述背景技术中，整体式冲压发动机抛去火箭助推器尾喷管所带来的缺点，本发明提出了一种整体式爆震冲压发动机，使火箭助推器与冲压发动机的尾喷管共用，进而免去抛甩尾喷管的步骤。
技术方案
本发明的技术方案为：
所述的一种整体式爆震冲压发动机，由可开合进气道(1)，隔离段(2)，共用燃烧室(3)，火箭推进剂(4)，共用尾喷管(5)组成，其特征在于：所述可开合进气道(1)位于发动机的最前端，其气流出口与隔离段(2)气流入口相连；所述共用燃烧室(3)前连隔离段(2)，后连共用尾喷管(5)；所述的一种整体式爆震冲压发动机的运行过程按先后分两个阶段，第一阶段为火箭助推器工作阶段，第二阶段为爆震冲压发动机工作阶段；在第一阶段中，所述隔离段(2)与共用燃烧室(3)共同组成火箭助推器的燃烧室；在第二阶段，所述共用燃烧室(3)为爆震燃烧室，可为脉冲爆震燃烧室、旋转爆震燃烧室或其他类型的爆震燃烧室；第一阶段与第二阶段燃烧室的工作室压相同；所述共用尾喷管(5)适用于所述整体式爆震冲压发动机两阶段的工作。
所述的一种整体式爆震冲压发动机，其特征在于：所述可开合进气道(1)，由可移动中心锥(11)与内通道(12)构成；可移动中心锥(11)可沿发动机中轴线向上游或下游平移，可由螺杆驱动；可移动中心锥(11)移动至上止点时恰好使其最大外径与发动机内壁相切，使可开合进气道(1)闭合；可开合进气道(1)闭合时，应满足燃烧室在高压工作时的气密性与强度；可移动中心锥(11)向下游平移至下止点后，可移动中心锥(11)与发动机内壁之间形成内通道(12)，此时可开合进气道(1)完全开启；可移动中心锥(11)的作动总时间应小于1s，不影响火箭助推器与冲压发动机工作的切换；在可开合进气道(1)开启时，所形成的内通道(12)型面应满足发动机对来流流量与压缩的要求。
所述的一种整体式爆震冲压发动机，其特征在于：发动机启动前，所述火箭推进剂(4)存放于隔离段(2)与共用燃烧室(3)共同组成的内部腔室中，可为固体火箭推进剂也可为高压液体火箭推进剂；所述推进剂(4)仅用于使飞行器加速至飞行接力点。
所述的一种整体式爆震冲压发动机，其特征在于：可开合进气道(1)，隔离段(2)，共用燃烧室(3)与共用尾喷管(5)及其连接的强度应满足发动机工作时的需要。
有益效果
本发明的有益效果是，采用爆震燃烧的方式后，冲压爆震燃烧室的工作压力与火箭助推器燃烧室工作压力基本一致，火箭助推器与冲压爆震发动机在两个阶段故可共用尾喷管，进而免去抛甩火箭助推器尾喷管的步骤，去掉抛甩控制、执行装置与火箭助推器尾喷管结构，能够减少发动机的重量，增加发动机的推重比与可靠性，有效增加发动机的可重复使用率，采用爆震燃烧代替常规的等压燃烧可提升发动机的热效率，从而有利于改善使用此类发动机的经济性。
附图说明
图1：本发明示意图
图2：本发明实施例可开合进气道闭合示意图
图3：本发明实施例可开合进气道开启示意图
其中，1-可开合进气道，11-可移动中心锥，12-内通道，2-隔离段，3-共用燃烧室，4-火箭推进剂，5-共用尾喷管。
具体实施方式
下面结合具体实施例、附图描述本发明：
实施例参见图2、图3，由可开合进气道(1)，隔离段(2)，共用燃烧室(3)，火箭推进剂(4)，共用尾喷管(5)组成。其中，可开合进气道(1)位于发动机的最前端，由可移动中心锥(11)与内通道(12)构成，其气流出口与隔离段(2)气流入口相连。共用燃烧室(3)前连隔离段(2)，后连共用尾喷管(5)。
所述的一种整体式爆震冲压发动机的运行过程按先后分两个阶段，第一阶段为火箭助推器单独工作阶段，用于发动机的启动与飞行器的加速；第二阶段为爆震冲压发动机单独工作阶段，用于飞行器的进一步加速或继续维持飞行速度。在第一阶段中，可开合进气道(1)处于闭合状态，如图2所示。火箭助推器的燃烧室由隔离段(2)与共用燃烧室(3)构成。火箭助推器点火后，形成的高温高压燃气经共用喷管(5)排出，发动机开始输出推力，同时消耗存放于隔离段(2)与共用燃烧室(3)中的推进剂(4)，如图2所示。飞行器加速至飞行接力点后，推进剂(4)消耗完全。此时，可移动中心锥(11)作动开启，可开合进气道(1)处于开启状态，如图3所示。来流空气进入发动机，与喷入的燃油在共用燃烧室(3)中进行混合，爆震冲压发动机点火，经爆震燃烧，共用燃烧室(3)的压力与火箭助推器工作时的压力相同。爆震燃烧产物经共用喷管(5)膨胀做功，输出推力。

Claims (4)

1.一种整体式爆震冲压发动机，由可开合进气道(1)、 隔离段(2)、 共用燃烧室(3)、火箭推进剂(4)、 共用尾喷管(5)组成，其特征在于：所述可开合进气道(1)位于发动机的最前端，其气流出口与隔离段(2)气流入口相连；所述共用燃烧室(3)前连隔离段(2)，后连共用尾喷管(5)；所述的一种整体式爆震冲压发动机的运行过程按先后分两个阶段，第一阶段为火箭助推器工作阶段，第二阶段为爆震冲压发动机工作阶段；在第一阶段中，所述隔离段(2)与共用燃烧室(3)共同组成火箭助推器的燃烧室；在第二阶段，所述共用燃烧室(3)为爆震燃烧室，可为脉冲爆震燃烧室、旋转爆震燃烧室或其他类型的爆震燃烧室；第一阶段与第二阶段燃烧室的工作室压相同；所述共用尾喷管(5)适用于所述整体式爆震冲压发动机两阶段的工作。
2.根据权利要求1所述的一种整体式爆震冲压发动机，其特征在于：所述可开合进气道(1)，由可移动中心锥(11)与内通道(12)构成；可移动中心锥(11)可沿发动机中轴线向上游或下游平移，可由螺杆驱动；可移动中心锥(11)移动至上止点时恰好使其最大外径与进气道(1)内壁贴合使可开合进气道(1)闭合；可开合进气道(1)闭合时，应满足燃烧室在高压工作时的气密性与强度；可移动中心锥(11)向下游平移至下止点后，可移动中心锥(11)与发动机内壁之间形成内通道(12)，此时可开合进气道(1)完全开启；可移动中心锥(11)的作动总时间应小于1s，以保证火箭助推器与冲压发动机工作的快速切换；在可开合进气道(1)开启时，所形成的内通道(12)型面应满足发动机对来流流量与压缩比的要求。
3.根据权利要求1所述的一种整体式爆震冲压发动机，其特征在于：发动机启动前，所述火箭推进剂(4)存放于隔离段(2)与共用燃烧室(3)共同组成的内部腔室中，可为固体火箭推进剂也可为高压液体火箭推进剂；所述推进剂(4)仅用于使飞行器加速至飞行接力点。
4.根据权利要求1所述的一种整体式爆震冲压发动机，其特征在于：所述的可开合进气道(1)、 隔离段(2)、 共用燃烧室(3)与共用尾喷管(5)及其连接的强度应满足发动机工作时的需要。
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