CN112228246A - 一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用 - Google Patents

Abstract

本发明属于航空航天发动机技术领域，具体涉及一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用。本发明组合循环发动机，包括依次连接的中心锥体(1)、壳体(2)、尾喷管(3)，所述中心锥体(1)的底部伸入壳体(2)内部与固定隔板(5)连接，所述中心锥体(1)的锥体部分与壳体(2)的内壁形成可调进气道(4)，所述壳体(2)内部设置有火箭发动机(8)、将所述火箭发动机(8)环形包围的圆环状的爆震冲压燃烧室(7)。本发明能够充分发挥火箭发动机、冲压发动机及旋转爆震燃烧推进的各自优势，能够满足未空天飞行器在大气层内高效吸气式飞行和跨大气层火箭入轨飞行的多模式组合推进需求。

Description

一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用

技术领域

本发明属于航空航天发动机技术领域，更具体地，涉及一种火箭基爆震冲压组合循环发动机及其使用方法和应用。

背景技术

半个世纪以来，随着人类外太空航天探索活动的增多，空天飞机、天地往返运输飞行器的等新型空天飞行器概念不断推陈出新，对新型空天飞行动力技术发展也提出了迫切的需求。相对于传统运载火箭，水平起降重复使用空天飞行器具有自由、灵活、快速、便捷、高效等优势，包括两级入轨、单级入轨，一直是人们持续追求的目标，也是当前及未来吸气式空天动力技术发展的重要方向。

组合循环动力发动机是指两种或两种以上传统单一发动机类型或其关键特征部件/循环过程进行热力循环组合、结构与功能有机集成而形成的新型动力，有效发挥各类发动机的优势互补，克服传统单一发动机工作时的局限性，大大拓展工作速域/空域范围，提高经济性、灵活性，以适应不同的飞行任务需求。

考虑到跨大气层，进入空间的需求，吸气式组合动力必须包含火箭发动机。火箭基组合循环动力是基于火箭发动机、与其他类型吸气式发动机进行热力循环组合和高集成度结构集成的组合动力方案，如RBCC组合循环发动机、SABRE组合循环发动机、ATR组合发动机以及国内TRRE组合动力等都具有火箭发动机工作模式。火箭基组合循环动力飞行器，能够满足自由穿梭跨大气层、具备在大气层内和空间长时间工作能力的可重复使用、低成本空天飞行器对动力装置的使用要求，代表了新型空天动力技术的发展方向，是未来空天领域的战略竞争高地。

RBCC组合循环发动机是一种经典的、结构简单、高度集成的火箭基组合循环动力概念，具有火箭引射、亚燃、超燃、纯火箭等全速域工作模态，兼具对火箭发动机和冲压发动机的应用优势，成为最具综合性能潜力、最先可能投入使用的组合动力方案。然而，传统RBCC发动机面向实际应用需求，仍面临一些有待解决的关键问题：1)Ma0-2低速段火箭引射模态存在瓶颈推力增强性能低、加速推力不足，综合耗油大(甚至超过40％)；2)火箭与冲压流道集成的矛盾突出，内嵌集成于冲压发动机流道内的引射火箭尺度受限，导致跨大气层入轨段的纯火箭加速推力不足；3)面向空天飞行器等工作需求，宽速域范围发动机性能权衡矛盾大、全速域综合性能有待持续提升。

CN109184953A公开了一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，具体公开了组合式发动机，包括设有进气道、扩张段、旋转爆震火箭、混合段、冲压燃烧室和尾喷管；所述冲压燃烧室与旋转爆震火箭燃烧室串联，所述进气道、扩张段、混合段、冲压燃烧室和尾喷管依次连接，在进气道与扩张段、扩张段与混合段、混合段与冲压燃烧室、冲压燃烧室与尾喷管之间分别由连接件连接；在混合段中设有旋转爆震火箭和火焰稳定器。该技术方案在马赫0-2和马赫2-3时，加速推力不足，综合耗油大，还存在改进空间。

因此，现有技术仍缺乏一种能够满足全速域飞行、具备高效性能的火箭基组合循环发动机。

发明内容

针对现有技术的以上缺陷，本发明提供了一种火箭基爆震冲压组合循环发动机，能够适应宽速域/空域范围工作要求、具备较高循环效率的吸气式模式和较大推进效率的火箭模式，同时充分发挥火箭发动机、冲压发动机及旋转爆震燃烧推进的各自优势，目标是要满足未来水平起降、单级入轨或两级入轨、可重复使用空天飞行器在大气层内高效吸气式飞行和跨大气层火箭入轨飞行的多模式组合推进需求。本发明的详细技术方案如下所述。

一种火箭基爆震冲压组合循环发动机，包括依次连接的中心锥体、壳体、尾喷管，所述中心锥体的底部伸入壳体内部与固定隔板连接，所述中心锥体的锥体部分与壳体的内壁形成可调进气道，所述壳体内部设置有火箭发动机、将所述火箭发动机环形包围的圆环状的爆震冲压燃烧室，所述尾喷管与所述火箭发动机连接，所述尾喷管的叶片形成的内部通道为所述火箭发动机的火箭喷管，所述尾喷管的叶片与所述壳体的内壁形成的外环通道为冲压喷管，所述可调进气道、爆震冲压燃烧室和冲压喷管依次连通，所述固定隔板与所述火箭发动机之间设置有引射火箭簇，所述引射火箭簇与爆震冲压燃烧室连通，所述中心锥体能够沿中轴线向前或向后平移，调节可调进气道的开度。

作为优选，所述可调进气道设置有分层调节片，所述分层调节片与所述中心锥体通过导轨连接，所述中心锥体前移时，所述分层调节片压缩，所述可调进气道喉部面积缩小，所述中心锥体移动至最前端，所述分层调节片封闭，所述可调进气道闭合；所述中心锥体移动至最后端时，所述分层调节片全开，所述可调进气道完全开启。

作为优选，所述尾喷管的叶片为可调叶片，所述可调叶片能够扩张或收拢，调节所述火箭喷管和所述冲压喷管的开度。

作为优选，所述引射火箭簇沿固定隔板壁面周向布置。

作为优选，所述引射火箭簇通过引射通道与爆震冲压燃烧室连通。

作为优选，所述可调叶片为轴对称伞状。

本发明还保护所述的组合循环发动机的使用方法，所述组合循环发动机工作模态分为5个阶段：

阶段1，飞行马赫为0-2，可调进气道处于最大开度,冲压喷管处于设定开度，引射火箭簇开启，爆震冲压燃烧室工作，火箭发动机开启；

阶段2，飞行马赫为2-4，所述中心锥体(1)前移，可调进气道压缩程度提高；

阶段3，飞行马赫为4-7，引射火箭簇关闭，所述中心锥体继续前移，可调进气道压缩程度继续提高，可调叶片完全收拢，冲压喷管处于最大开度，火箭喷管关闭，火箭发动机关闭；

阶段4，飞行马赫为7-10，所述中心锥体继续前移，可调进气道压缩程度继续提高；

阶段5，飞行马赫为10以上直至入轨，所述中心锥体前移至顶点，可调进气道关闭，可调叶片完全扩张，火箭喷管处于最大开度，冲压喷管关闭，火箭发动机开启，爆震冲压燃烧室关闭。

作为优选，所述阶段1中，冲压喷管处于设定开度是指，冲压喷管处于最佳膨胀比状态，所述最佳膨胀比状态是指冲压喷管喷出的气体的压力，与出口出大气压力一致。

本发明还保护火箭基旋转爆震冲压组合循环发动机的应用，所述应用包括作为空天飞行器的发动机。

本发明的有益效果有：

(1)本发明的爆震冲压燃烧室采用旋转爆震燃烧模式，在燃烧能量转化与热力学循环性能方面，相较于传统等压燃烧推进方式具有更高的循环性能提升潜力等优势，有望对现有燃烧推进方式产生革命性影响，理论上可以适应马赫数0-12+范围的吸气式工作模式，为新型空天组合循环动力方案研究与发展提供一种新的可能途径。

(2)本发明阶段1和阶段2开启引射火箭簇，利用高温火箭射流的诱导增强作用，在低总温来流下，在爆震冲压燃烧室内实现旋转爆震燃烧，高度融合了火箭、冲压、旋转爆震发动机三种基本动力类型，将引射火箭簇、冲压发动机、旋转爆震燃烧和大推力液体火箭发动机气动热力循环组合，利用旋转爆震燃烧模式全面提升热循环效率。

(3)本发明巧妙地利用流道内引射火箭簇与中心大推力液体火箭发动机在全速域的匹配协调工作机制，满足不同工作阶段、工作模态下火箭-冲压-爆震组合循环工作的灵活性、高效率需求，既可以提高Ma0-2火箭引射模态阶段的平均加速度、有效比冲性能、降低耗油量，也可以提高纯火箭模态阶段的入轨推力、入轨效率，有效缓解传统RBCC发动机面向空天入轨任务时流道一体化集成设计对内嵌火箭结构、工作参数的相互制约问题，可以有效发挥吸气式组合循环优势和大推力液体火箭发动机的性能，使得空天飞行任务更加自由、灵活、便捷，实现水平起降、空天入轨飞行任务。

(4)本发明巧妙利用了轴对称冲压发动机燃烧室与旋转爆震发动机燃烧室的流道构型相似性，进行流道共用融合设计，构建了环形的多模态爆震冲压燃烧室，同时充分利用轴对称发动机内部空心环腔区域，集成组合了大推力液体火箭发动机，使得流道结构更加紧凑集成、轻质高效。

(5)本发明采用轴对称伞状可调的共用尾喷管方案，可以适应引射模态、火箭增强旋转爆震冲压模态、旋转爆震冲压模态、纯火箭模态下不同膨胀比匹配调节要求，最大程度发挥组合发动机全速域推进性能。

(6)本发明吸气式工作模式可以达到Ma 0-12，可以尽最大能力充分利用大气中氧气、发挥吸气式高比冲性能，提高吸气式加速阶段的速度增量贡献，相比SABRE发动机，吸气式工作范围更宽，同时系统相对简单。

附图说明

图1是本发明发动机装置三维结构示意图；

图2是本发明发动机装置侧视图；

图3是本发明发动机装置内部结构示意图；

图4是本发明发动机装置阶段1结构示意图；

图5是本发明发动机装置阶段2结构示意图；

图6是本发明发动机装置阶段3结构示意图；

图7是本发明发动机装置阶段4结构示意图；

图8是本发明发动机装置阶段5结构示意图；

图9是本发明发动机装置阶段1可调进气道局部放大结构示意图；

图10是本发明发动机装置阶段2可调进气道局部放大结构示意图；

图11是本发明发动机装置阶段3可调进气道局部放大结构示意图；

图12是本发明发动机装置阶段4可调进气道局部放大结构示意图；

图13是本发明发动机装置阶段5可调进气道局部放大结构示意图；

图14是应用本发明组合循环发动机的空天飞行器示意图；

图15是空天飞行器任务模式的示意图。

在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：中心锥体1、壳体2、尾喷管3、可调进气道4、固定隔板5、引射火箭簇6、爆震冲压燃烧室7、火箭发动机8、可调叶片9、火箭喷管10、冲压喷管11、分层调节片12、引射通道13。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面所描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

实施例

一种火箭基爆震冲压组合循环发动机，如图1-3所示，包括依次连接的中心锥体1、壳体2、尾喷管3，所述中心锥体1的底部伸入壳体2内部与固定隔板5连接，所述中心锥体1的锥体部分与壳体2的内壁形成可调进气道4，所述壳体2内部设置有火箭发动机8、将所述火箭发动机8环形包围的圆环状的爆震冲压燃烧室7，所述尾喷管3与所述火箭发动机8连接，所述尾喷管3的叶片形成的内部通道为所述火箭发动机8的火箭喷管10，所述尾喷管3的叶片与所述壳体2的内壁形成的外环通道为冲压喷管11，所述可调进气道4、爆震冲压燃烧室7和冲压喷管11依次连通，所述固定隔板5与所述火箭发动机8之间设置有引射火箭簇6，所述引射火箭簇6与爆震冲压燃烧室7连通，所述中心锥体1能够沿中轴线向前或向后平移，调节可调进气道4的开度。

所述可调进气道4设置有分层调节片12，所述分层调节片12与所述中心锥体1通过导轨连接，所述中心锥体1前移时，所述分层调节片12压缩，所述可调进气道4喉部面积缩小，所述中心锥体1移动至最前端，所述分层调节片12封闭，所述可调进气道4闭合；所述中心锥体1移动至最后端时，所述分层调节片12打开，所述可调进气道4完全开启。

作为优选的实施例，所述尾喷管3的叶片为可调叶片9，所述可调叶片9能够扩张或收拢，调节所述火箭喷管10和所述冲压喷管11的开度。

作为优选的实施例，所述引射火箭簇6沿固定隔板5壁面周向布置，所述引射火箭簇6通过引射通道13与爆震冲压燃烧室7连通。

作为优选的实施例，所述可调叶片9为轴对称伞状。

本实施例组合循环发动机使用时，如图4-13所示，所述组合循环发动机工作模态分为5个阶段：

阶段1，飞行马赫为0-2，可调进气道处于最大开度,冲压喷管处于设定开度，引射火箭簇开启，爆震冲压燃烧室工作，火箭发动机开启；

阶段2，飞行马赫为2-4，所述中心锥体(1)前移，可调进气道压缩程度提高；

阶段3，飞行马赫为4-7，引射火箭簇关闭，所述中心锥体继续前移，可调进气道压缩程度继续提高，可调叶片完全收拢，冲压喷管处于最大开度，火箭喷管关闭，火箭发动机关闭；

阶段4，飞行马赫为7-10，所述中心锥体继续前移，可调进气道压缩程度继续提高；

阶段5，飞行马赫为10以上直至入轨，所述中心锥体前移至顶点，可调进气道关闭，可调叶片完全扩张，火箭喷管处于最大开度，冲压喷管关闭，火箭发动机开启，爆震冲压燃烧室关闭。

作为优选的实施例，所述阶段1中，冲压喷管11处于设定开度是指，冲压喷管11处于最佳膨胀比状态，所述最佳膨胀比状态是指冲压喷管11喷出的气体的压力，与出口出大气压力一致。

应用实施例

一种空天飞行器，如图14所示，所述的火箭基旋转爆震冲压组合循环发动机作为空天飞行器的发动机。发动机安装采用两侧翼尖双发布局方案，轴对称发动机与机翼进行一体化融合设计，飞行器总体构型方面，采用大长径比细长机身构型，翼身融合升力体布局，边条翼/大后掠梯形翼一体化的设计。一种空天飞行器的工作方式，如图15所示。

本领域的技术人员容易理解，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种火箭基爆震冲压组合循环发动机，其特征在于，包括依次连接的中心锥体(1)、壳体(2)、尾喷管(3)，所述中心锥体(1)的底部伸入壳体(2)内部与固定隔板(5)连接，所述中心锥体(1)的锥体部分与壳体(2)的内壁形成可调进气道(4)，所述壳体(2)内部设置有火箭发动机(8)、将所述火箭发动机(8)环形包围的圆环状的爆震冲压燃烧室(7)，所述尾喷管(3)与所述火箭发动机(8)连接，所述尾喷管(3)的叶片形成的内部通道为所述火箭发动机(8)的火箭喷管(10)，所述尾喷管(3)的叶片与所述壳体(2)的内壁形成的外环通道为冲压喷管(11)，所述可调进气道(4)、爆震冲压燃烧室(7)和冲压喷管(11)依次连通，所述固定隔板(5)与所述火箭发动机(8)之间设置有引射火箭簇(6)，所述引射火箭簇(6)与爆震冲压燃烧室(7)连通，所述中心锥体(1)能够沿中轴线向前或向后平移，调节可调进气道(4)的开度。

2.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，所述可调进气道(4)设置有分层调节片(12)，所述分层调节片(12)与所述中心锥体(1)通过导轨连接，所述中心锥体(1)前移时，所述分层调节片(12)压缩，所述可调进气道(4)喉部面积缩小，所述中心锥体(1)移动至最前端，所述分层调节片(12)封闭，所述可调进气道(4)闭合；所述中心锥体(1)移动至最后端时，所述分层调节片(12)全开，所述可调进气道(4)完全开启。

3.根据权利要求1或2所述的组合循环发动机，其特征在于，所述尾喷管(3)的叶片为可调叶片(9)，所述可调叶片(9)能够扩张或收拢，调节所述火箭喷管(10)和所述冲压喷管(11)的开度。

4.根据权利要求3所述的组合循环发动机，其特征在于，所述可调叶片(9)为轴对称伞状。

5.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，所述引射火箭簇(6)沿固定隔板(5)壁面周向布置。

6.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，所述引射火箭簇(6)通过引射通道(13)与爆震冲压燃烧室(7)连通。

7.根据权利要求1-6任一项所述的组合循环发动机的使用方法，其特征在于，所述组合循环发动机工作模态分为5个阶段：

阶段1，飞行马赫为0-2，可调进气道处于最大开度,冲压喷管处于设定开度，引射火箭簇开启，爆震冲压燃烧室工作，火箭发动机开启；

阶段2，飞行马赫为2-4，所述中心锥体(1)前移，可调进气道压缩程度提高；

阶段3，飞行马赫为4-7，引射火箭簇关闭，所述中心锥体继续前移，可调进气道压缩程度继续提高，可调叶片完全收拢，冲压喷管处于最大开度，火箭喷管关闭，火箭发动机关闭；

阶段4，飞行马赫为7-10，所述中心锥体继续前移，可调进气道压缩程度继续提高；

阶段5，飞行马赫为10以上直至入轨，所述中心锥体前移至顶点，可调进气道关闭，可调叶片完全扩张，火箭喷管处于最大开度，冲压喷管关闭，火箭发动机开启，爆震冲压燃烧室关闭。

8.根据权利要求7所述的组合循环发动机的使用方法，其特征在于，所述阶段1中，冲压喷管处于设定开度是指，冲压喷管处于最佳膨胀比状态，所述最佳膨胀比状态是指冲压喷管喷出的气体的压力，与出口出大气压力一致。

9.根据权利要求1-6任一项所述的火箭基旋转爆震冲压组合循环发动机的应用，其特征在于，所述应用包括作为空天飞行器的发动机。

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