CN113202655B - 一种固液冲压组合发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开的是一种固液冲压组合发动机，属于航空天动力技术领域。本发明公开了一种固液冲压组合发动机，包括依次连接设置的高压气瓶、减压器、第一阀门、液体氧化剂贮箱、第二阀门、喷嘴、燃烧室及喷管；所述燃烧室包括固体燃料，所述发动机还包括连接至所述燃烧室的进气道；压缩气体通过所述减压器后进入所述液体氧化剂贮箱并挤压液体氧化剂流入所述喷嘴，所述液体氧化剂雾化后进入所述燃烧室；所述固体燃料与氧化剂经点火后发生燃烧，燃烧产物流经所述喷管向外喷出。本固液冲压组合发动机通过开关喷嘴，控制固体燃料燃烧的进行与停止，可大范围调节发动机的推力，安全性高，减少氧化剂储存量，降低飞行器质量，提高飞行器性能。

Description

一种固液冲压组合发动机
技术领域
本发明属于航空天动力技术领域，具体地说属于，将固液混合火箭发动机与冲压发动机结合，涉及一种固液冲压组合发动机。
背景技术
随着空天往返运输平台及深空探测飞行器的发展，对空天动力技术提出“全空域，宽速域、智能化、强适应”等方面更高的要求。由于常规动力发展面临瓶颈，且存在各自的缺陷，火箭发动机使用空域和速域不受限制，但性能相对较低；涡轮发动机性能高，但只能在较低马赫数工作；冲压发动机结构简单，性能较高，但只能在高速条件下工作。涡轮发动机和冲压发动机需要空气中的氧气做氧化剂，无法进行航天飞行。从目前的发动机技术发展情况来看，任何单一的一类发动机都不能在全速域范围内高性能地工作。为了满足新型空天动力需求，组合发动机技术成为了发动机技术发展的前沿。
通过将两种及以上的不同工作模式的发动机组合，可以获得比普通发动机更广的工作范围和更高的燃料利用效率。将固体火箭发动机与冲压发动机结合成固体火箭冲压组合发动机，具有成本低，可靠性高的优点，但是固体火箭发动机开始工作后无法实现推力调节和多次启动，可控性低。
发明内容
针对上述现有技术存在的缺陷和不足，本发明基于组合发动机的思路，选择将固液混合发动机与冲压发动机相组合，目的在于获得从起飞低速段到2马赫以上的高速段的宽速域速度性能良好的发动机。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：本发明公开的是一种固液冲压组合发动机，包括依次连接设置的高压气瓶、减压器、第一阀门、液体氧化剂贮箱、第二阀门、喷嘴、燃烧室及喷管；所述燃烧室包括固体燃料，所述发动机还包括连接至所述燃烧室的进气道，所述进气道设置于所述发动机的两侧；所述高压气瓶内的压缩气体通过所述减压器后以一定的压力进入所述液体氧化剂贮箱，所述压缩气体挤压所述液体氧化剂贮箱内的液体氧化剂流入所述喷嘴，所述液体氧化剂在所述喷嘴的作用下发生雾化，碎裂变成液滴进入所述燃烧室；所述固体燃料与通道内的氧化剂经点火后发生燃烧，高温高压燃烧产物流经所述喷管向外喷出。
作为一种优选：所述固体燃料设置成圆柱体；或者，所述固体燃料设置成蜂窝状。
作为一种优选：当速度小于2马赫时，关闭所述进气道，打开所述第一阀门及所述第二阀门，所述高压气瓶内的压缩气体挤压所述液体氧化剂贮箱内的液体氧化剂流入所述燃烧室；所述固体燃料与通道内的氧化剂经点火后发生燃烧，高温高压燃烧产物流经所述喷管向外喷出，从而产生推力。
作为一种优选：当速度达到2马赫以上时，打开两侧的所述进气道，引入大气进入所述燃烧室，空气经所述进气道压缩升温，与所述固体燃料发生燃烧，同时降低液体氧化剂的流量，调整氧燃比以达到较高的燃烧效率。
有益效果：
本发明通过将固液混合火箭发动机与冲压发动机进行组合，保留了固液混合火箭发动机和冲压发动机的优点。
1、可多次启动关机，通过开关液体氧化剂的喷嘴，控制固体燃料燃烧的进行与停止，这种特性可以为飞行器长时间飞行提供更大的工作安全裕度。
2、推力可调，通过控制液体氧化剂阀门流量，大范围调节发动机的推力，获得可变的推力时间曲线。
3、安全性高，燃料与氧化剂分开贮存，即使发生意外对发动机造成一定损失，固液火箭发动机也不会发生燃烧。
4、通过调整液体氧化剂与大气的比例，可以调节燃烧室内的燃烧情况，获得更好的燃烧性能。
5、使用固液混合火箭发动机可以实现垂直起降，发射灵活。
6、使用大气中的氧气燃烧，减少氧化剂储存量，降低飞行器质量，提高飞行器性能。
附图说明
图1为本发明的固液冲压组合发动机的结构示意图；
图2为本发明的固液冲压组合发动机的整体装配示意图。
图中：1-高压气瓶；2-减压器；3-第一阀门；4-液体氧化剂贮箱；5-第二阀门；6-喷嘴；7-固体燃料；8-燃烧室；9-喷管；10-进气道。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例：
本发明的结构图和工作原理图如图1和图2所示。一种固液冲压组合发动机，包括依次连接设置的高压气瓶1、减压器2、第一阀门3、液体氧化剂贮箱4、第二阀门5、喷嘴6、燃烧室8及喷管9；燃烧室8包括固体燃料7，发动机还包括连接至燃烧室8的进气道10，进气道10设置于发动机的两侧；高压气瓶1内的压缩气体通过减压器2，压缩气体以一定的压力进入液体氧化剂贮箱4，压缩气体挤压液体氧化剂贮箱4内的液体氧化剂流入喷嘴6，液体氧化剂在喷嘴6的作用下发生雾化，碎裂变成液滴进入燃烧室8；固体燃料7与通道内的氧化剂经点火后发生燃烧，高温高压燃烧产物流经喷管9向外喷出。
固体燃料7设置成圆柱体；或者，固体燃料7设置成蜂窝状。采用此结构时固体燃料7与氧化剂的接触面积更大，燃烧效率更高，可获得更大推力。
在飞行器的起飞阶段，启动发动机时，第一阀门3打开，高压气瓶1内的压缩气体通过减压器2以一定的压力进入液体氧化剂贮箱4，在打开第二阀门5之后，压缩气体挤压液体氧化剂贮箱4内的液体氧化剂流入喷嘴6，液体氧化剂在喷嘴6的作用下发生雾化，碎裂变成液滴进入装有固体燃料7的燃烧室8。固体药柱与通道内的氧化剂经点火后发生燃烧，高温高压燃烧产物流经喷管9向外喷出，从而产生推力，此时发动机两侧的进气道10处于关闭状态。
在发动机工作一段时间后，飞行器持续加速飞行进入临近空间，当速度达到2马赫以上时，打开两侧进气道10，引入大气进入燃烧室8，空气经进气道10压缩升温，与固体燃料7发生燃烧，同时降低液体氧化剂的流量，调整氧燃比以达到较高的燃烧效率。
在飞行器以冲压和火箭的组合动力飞离大气层之后，关闭进气道10、第一阀门3、第二阀门5，发动机熄火，飞行器保持匀速航行。当需要加速时，打开第一阀门3、第二阀门5，在点火器点火后发动机重新开始运性，实现飞行器加速。
以上的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行进一步详细说明，所应理解的是，以上仅为本发明的具体实施例而已，并不用于限定本发明的保护范围，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (2)

1.一种固液冲压组合发动机，其特征在于：包括依次连接设置的高压气瓶、减压器、第一阀门、液体氧化剂贮箱、第二阀门、喷嘴、燃烧室及喷管；所述燃烧室包括固体燃料，所述发动机还包括连接至所述燃烧室的进气道，所述进气道设置于所述发动机的两侧；所述高压气瓶内的压缩气体通过所述减压器后以一定的压力进入所述液体氧化剂贮箱，所述压缩气体挤压所述液体氧化剂贮箱内的液体氧化剂流入所述喷嘴，所述液体氧化剂在所述喷嘴的作用下发生雾化，碎裂变成液滴进入所述燃烧室；所述固体燃料与通道内的氧化剂经点火后发生燃烧，高温高压燃烧产物流经所述喷管向外喷出；
当速度小于2马赫时，关闭所述进气道，打开所述第一阀门及所述第二阀门，所述高压气瓶内的压缩气体挤压所述液体氧化剂贮箱内的液体氧化剂流入所述燃烧室；所述固体燃料与通道内的氧化剂经点火后发生燃烧，高温高压燃烧产物流经所述喷管向外喷出，从而产生推力；
当速度达到2马赫以上时，打开两侧的所述进气道，引入大气进入所述燃烧室，空气经所述进气道压缩升温，与所述固体燃料发生燃烧，同时降低液体氧化剂的流量，调整氧燃比以达到较高的燃烧效率。
2.如权利要求1所述的一种固液冲压组合发动机，其特征在于：所述固体燃料设置成圆柱体；或者，所述固体燃料设置成蜂窝状。
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