CN113153577A

CN113153577A - 一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机

Info

Publication number: CN113153577A
Application number: CN202110427178.4A
Authority: CN
Inventors: 陈文娟; 朱澳星; 罗飞腾; 龙垚松
Original assignee: Huazhong University of Science and Technology
Current assignee: Huazhong University of Science and Technology
Priority date: 2021-04-21
Filing date: 2021-04-21
Publication date: 2021-07-23
Anticipated expiration: 2041-04-21
Also published as: CN113153577B

Abstract

本发明公开了一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，属于组合发动机领域。组合发动机包括：冲压发动机以及嵌入在冲压发动机进气道和燃烧室之间的多级旋转爆震火箭发动机；其中，多级旋转爆震火箭发动机，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力；整个发动机系统由冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生推力。相比单级旋转爆震结构，本发明结构在低马赫数的火箭引射模态下，可以使多级旋转爆震共同产生引射抽吸组合，提升低速引射增压效率；在亚燃、超燃冲压模态下，可调整诱导火焰和火焰稳定区的位置，提高发动机的工作稳定性，同时可提供更大的推力范围，并且推力调节更加灵活，实现推力性能的提升。

Description

一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机

技术领域

本发明属于组合式发动机技术领域，更具体地，涉及一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机。

背景技术

随着航空航天技术的发展，人类在外太空领域的探索不断增多，各种新型空天飞行器概念有如雨后春笋，从而对提高飞行器推进动力、改善发动机的结构以适应更宽速域的飞行也有着越来越高的需求。

单一的发动机面向宽速域工作存在较多不足或局限性，演变出如TBCC、RBCC、T-RBCC、SABRE等组合循环发动机。组合发动机是用两种以上不同工作原理(不同类型)的发动机组合而成的发动机，它适用于飞行速度范围宽、高度变化大的飞行器。图1是典型发动机工作范围及理论性能对比，由于不同工作原理的发动机的有效工作范围不同，为充分发挥各类发动机的优点，在不同飞行阶段采用不同的发动机。

在火箭动力基础上，充分、有效利用吸气式发动机高比冲、灵活机动等优势特点进行组合，将有助于实现廉价、可靠、快速、便捷地进入太空空间。比较理想的组合方式是不同类型发动机进行结构集成和热力循环组合以降低结构重量，尽可能提高热力循环效率，如火箭冲压组合循环(RBCC)、涡轮冲压组合循环(TBCC)。

其中，传统RBCC发动机存在以下问题：在引射模态下(Ma2以下)推力增益较小、比冲较低，可能面临空气抽吸量不足、引射效率不高的问题；在亚燃、超燃冲压模态下，RBCC发动机可能面临着推力不足的问题。

发明内容

针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其目的在于提高发动机各速域的推力性能。

为实现上述目的，本发明提供了一种多级旋转爆震火箭发动机，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力。

本发明还提供了一种基于上述多级旋转爆震火箭发动机与冲压发动机结合的组合发动机，所述组合发动机包括：冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机；

所述多级旋转爆震火箭发动机连接在冲压发动机进气道和燃烧室之间；

冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生所述组合发动机的推力。

进一步地，多级旋转爆震火箭发动机中阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机数量根据所述组合发动机所需的推力增益和空间大小确定。

进一步地，冲压发动机包括依次连接的进气道、燃烧室和尾喷管；

进气道，用于提供进气通道，并调节空气流量；

燃烧室，用于提供组合发动机在多种工作模态下的燃烧空间；

尾喷管，用于输出组合发动机的推力。

进一步地，进气道为轴对称结构。

进一步地，壳体和位于壳体内部的中心锥构成进气道；通过调节中心锥与壳体之间的相对位置调节空气流量。

进一步地，根据组合发动机工作模态调节尾喷管喉部面积大小，以调节流道。

进一步地，利用电磁驱动实现进气道和尾喷管内部流道调节。

总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果。

1)本发明中的旋转爆震火箭发动机由于其排出流体是超声速的，不需要带喉部的喷管，简化了结构；并且由于其环形形状，进气道进入的空气对旋转爆震火箭壁面起到冷却的作用，将旋转爆震火箭分为多级可使得空气与壁面接触更加充分，冷却效果更好。

2)本发明提供的多级旋转爆震结构与冲压发动机组合，相比单级旋转爆震结构，在低马赫数的火箭引射模态下，可以使多级旋转爆震共同产生引射抽吸组合，提升组合冲压发动机低速引射增压效率；在亚燃、超燃冲压模态下，可调整诱导火焰和火焰稳定区的位置，提高发动机的工作稳定性，同时可提供更大的推力范围，并且推力调节更加灵活，实现推力性能的提升。

3)本发明利用电磁驱动调节控制进气道和尾喷管可调部件的移动和转动，实现发动机工作状态的转变，相对于机械调节方式，使得流道调节系统更加简化。

附图说明

图1是典型发动机工作范围及理论性能对比；

图2是提出概念方案的截面剖视图；

图3是多级旋转爆震部分的三维示意图；

图4是Ma＝0～2下，旋转爆震引射模态示意图；

图5是Ma＝2～4下，旋转爆震火箭冲压模态示意图；

图6是Ma＝4～6下，亚燃冲压模态示意图；

图7是Ma＝6+下，超燃冲压模态示意图；

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：1是冲压发动机进气道中心锥，2是冲压发动机进气道，3是冲压发动机进气道喉部截面，4是第一级旋转爆震火箭发动机，5是第一级旋转爆震火箭发动机出口截面，6是第二级旋转爆震火箭发动机，7是第二级旋转爆震火箭发动机出口截面，8是进气道压缩段，9是进气道扩压段，10是冲压发动机的燃料喷注口，11是燃烧室，12是大范围可调尾喷管，13是氧化剂，14是燃料。

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。

本发明提供的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，包括：冲压发动机以及嵌入在冲压发动机进气道和燃烧室之间的多级旋转爆震火箭发动机；其中，多级旋转爆震火箭发动机，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力；冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生所述组合发动机的推力；多级旋转爆震火箭发动机中阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机数量根据所述组合发动机所需的推力增益和空间大小确定。

上述组合发动机推力可调范围更宽、推力调节方式更加灵活。以两个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机为例，两级旋转爆震最大组合推力相当于一级旋转爆震最大推力的两倍，并且由于多级旋转爆震火箭发动机总推力是由两级共同产生，协同调节下使得调节更加灵活。

具体地，冲压发动机进气道和燃烧室之间嵌入两个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机构成的组合发动机结构，如图2所示，多级旋转爆震部分的三维示意图如图3所示，冲压发动机包括依次连接的进气道、燃烧室和尾喷管；进气道，用于提供进气通道，并调节空气流量；燃烧室，用于提供组合发动机在多种工作模态下的燃烧空间；尾喷管，用于输出组合发动机的推力。其中，进气道为轴对称结构，由壳体和位于壳体内部的中心锥构成；通过调节中心锥与壳体之间的相对位置(进气道喉部截面，即进气口大小)调节空气流量，相比单级旋转爆震火箭冲压组合发动机结构下的流量调节，本发明提供的组合发动机进气道的流量调节范围相应扩大。具体原因如下：在旋转爆震引射模态下，冲压发动机不能工作，此时旋转爆震火箭在产生起飞所需要的推力的同时，产生的高速射流还可以将周围环境中的空气引射到发动机流道内，组织二次燃烧，实现推力增强。而多级旋转爆震相对单级是由多级火箭共同调节旋转爆震火箭的射流，射流流量的增加使得所需空气来流质量流量的范围变大，并且多级旋转爆震火箭可同时响应，提高了抽吸效率，因此进气道的流量调节范围相应扩大。

本发明采用旋转爆震燃烧方式的火箭冲压组合循环发动机结构，爆震波以超声速传播，其后的燃烧过程接近等容燃烧过程，熵增较低，有利于提高热循环效率；同时产生的极高的燃气压力使得用于火箭发动机的推进剂供给系统的压力仅为常规液体火箭发动机的1/10。同时相比其它爆震方式，旋转爆震只需单次起爆，无须多次重复起爆；且排出的流体是超声速的，可以不要带喉部的喷管，从而简化了喷管结构，减少了长度、体积和重量。

上述组合发动机主要经历以下工作模态：

1)Ma＝0～2，旋转爆震引射模态；结合图2、图4，在起飞时通过电磁驱动调节中心锥1前后位置，改变进气道2喉部截面3大小。第一级旋转爆震火箭发动机4、第二级旋转爆震火箭发动机6通过喷注氧化剂13和燃料14开始工作，产生起飞所需要的大推力的同时，通过其高速射流的引射抽吸作用，从进气口依次经过进气道压缩段8和扩压段9引入二次空气流，从而实现推力增强，此时进气道处于最大开度，尾喷管12调节至最佳膨胀比匹配状态。

多级旋转爆震相对单级是由多级火箭共同调节旋转爆震火箭的射流，一是多级火箭共同产生起飞所需的大推力，提升推力调节的范围和灵活性；二是射流流量的增加使得所需空气来流质量流量的范围变大，并且在启动时可同时响应，提高了引射抽吸效率。

2)Ma＝2～4，旋转爆震火箭冲压模态。随着飞行马赫数的逐渐增加，达到冲压发动机接力点，进气道2起动、并调节至最佳捕获与压缩状态，通过冲压发动机燃料喷注口10喷注燃料与进气道来流空气充分混合，尾喷管12维持在最佳膨胀比状态，这个过程中多级旋转爆震火箭发动机可继续单独工作，而燃烧室11逐渐启动，飞行马赫数范围可扩大至4～4.5。

图5是Ma＝2～4下，旋转爆震火箭冲压模态示意图。

3)Ma＝4～6，亚燃冲压模态。待飞行速度足够使冲压发动机正常工作时，再使用冲压发动机而关闭多级旋转爆震火箭发动机4、6。此时，气流直接进入冲压燃烧室11，利用来流空气的速度冲压，在燃烧室内组织亚声速燃烧，实现对飞行器的推动。由于来流总温相对较高，在冲压来流、燃料高效掺混前提下可以实现自持、稳定、高效的燃烧，尾喷管完全收拢、最大程度增加吸气式通道膨胀比，飞行速度达到Ma4.5～6。

图6是Ma＝4～6下，亚燃冲压模态示意图。

4)Ma＝6+，超燃冲压模态。此时不再将来流降低到亚声速后组织燃烧，而是只利用进气道2对高超声速来流进行适当压缩，使其在燃烧室内仍然保持为超声速，在燃烧室11中直接组织超声速燃烧，可以有效提高推进器燃烧效率。

图7是Ma＝6+下，超燃冲压模态示意图。

5)在着陆阶段，当飞行器的飞行速度降低至冲压发动机不能正常工作时，又重新启动火箭发动机。

在亚燃、超燃冲压模态下，从推力性能提高、稳定性提高两方面来介绍本发明结构的优点；

推力性能提高，表现为发动机提供的推力范围扩大以及推力调节灵活性的提高；具体分析如下：在跨声速、高马赫数的飞行情况下，需要的推力较大，通过多级旋转爆震火箭发动机的组合，相比单级可提供更大的推力范围，并且调节更加灵活，实现推力性能的提升。

工作发动机稳定性提高，表现为多级旋转爆震火箭可调整诱导火焰和火焰稳定区的位置，具体分析如下，RBCC在达到冲压发动机接力点后，引射火箭可以保持一定的工作状态，为冲压发动机燃烧室内的燃烧提供诱导火焰的存在，另外引射火箭底部也可以作为火焰稳定区加以利用，即利用火箭热燃气，改善发动机的工作可靠性和稳定性。由于亚燃冲压模态时冲压发动机在燃烧室后段组织亚声速燃烧，超燃冲压模态时在燃烧室前段组织超声速燃烧的特点，传统RBCC的局限性在于火焰稳定区的位置局限在引射火箭底部，不能依据这种燃烧位置变化的特点调节火焰稳定区的位置；多级旋转爆震火箭则因为其阶梯分布的特点，可通过调整各级火箭出口截面(即两级旋转爆震火箭发动机出口截面5、7)的射流速率来调节火焰稳定区位置，依据具体燃烧情况形成利于燃烧稳定的诱导火焰和稳定区，提升燃烧稳定性。

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

1.一种多级旋转爆震火箭发动机，其特征在于，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力。

2.一种基于权利要求1所述多级旋转爆震火箭发动机的多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，所述组合发动机包括：冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机；

所述组合发动机的推力由冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生。

3.根据权利要求2所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，多级旋转爆震火箭发动机中阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机数量根据所述组合发动机所需的推力增益和空间大小确定。

4.根据权利要求2所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，冲压发动机包括依次连接的进气道、燃烧室和尾喷管；

进气道，用于提供进气通道，并调节空气流量；

尾喷管，用于输出组合发动机的推力。

5.根据权利要求4所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，进气道为轴对称结构。

6.根据权利要求5所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，壳体和位于壳体内部的中心锥构成进气道；通过调节中心锥与壳体之间的相对位置调节空气流量。

7.根据权利要求4所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，根据组合发动机工作模态调节尾喷管喉部面积大小，以调节流道。

8.根据权利要求6或7所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，利用电磁驱动实现进气道和尾喷管内部流道调节。