CN114320666B - 一种空气涡轮火箭发动机系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，燃烧室的燃料入口与燃料输送系统相连，燃烧室的进风口与助燃气系统相连，进风口设有用以阻止燃烧产物从进风口排出的进气阀。燃料和助燃气体在燃烧室内混合并燃烧，进风口设有进气阀，燃烧过程中进气阀关闭，燃料燃烧近似于等容加热过程。当循环吸热量一定时，等容循环的放热量要小于传统燃烧室等压循环的放热量。因此，空气涡轮火箭发动机系统的理想循环功更大，循环的热效率更高，因而可提高空气涡轮火箭发动机系统单位推力和比冲。

Description

一种空气涡轮火箭发动机系统

技术领域

本发明涉及涡轮基组合循环发动机系统技术领域，特别涉及一种空气涡轮火箭发动机系统。

背景技术

传统的膨胀式空气涡轮火箭发动机系统相比于同类型(如燃气发生器空气涡轮火箭发动机系统)的其他发动机系统产生的推力较小，较低温度的燃气驱动涡轮的功率较小。容易造成压力机和燃料泵增压能力不足、跨声速/高超声速下推阻平衡较难实现，制约了膨胀式空气涡轮火箭发动机系统在宽速域飞行器方面的应用。

因此，如何提供一种解决上述问题的技术方案是本领域技术人员急需解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种空气涡轮火箭发动机系统，其在燃烧室的进风口设置了进气阀，使燃料燃烧过程中近似于等容加热，因而燃烧室内循环更接近汉弗莱循环，提高了做功效率。

为实现上述目的，本发明提供一种空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，所述燃烧室的燃料入口与所述燃料输送系统相连，所述燃烧室的进风口与所述助燃气系统相连，所述进风口设有用以阻止燃烧产物从所述进风口排出的进气阀。

优选地，还包括进气道，所述燃料输送系统包括燃料储箱、主阀门和预冷器，所述预冷器设置在所述进气道的尾部。

优选地，所述燃料输送系统还包括换热器，所述换热器位于尾喷管和所述燃烧室的排气口之间，所述预冷器的出口与所述换热器的冷媒入口相连。

优选地，所述燃料输送系统还包括燃料泵和燃气涡轮，所述燃料泵位于所述主阀门和所述燃料储箱之间，所述燃气涡轮位于所述换热器与所述燃烧室的燃料入口之间，且所述燃气涡轮与所述燃料泵相连、用以驱动所述燃料泵。

优选地，所述燃料输送系统还包括主涡轮，所述助燃气系统包括位于所述预冷器后方的压气机，所述主涡轮位于所述燃气涡轮与所述燃烧室的燃料入口之间，且所述主涡轮与所述压气机相连、用以驱动所述压气机。

优选地，所述燃料储箱和所述燃料泵之间设有节流阀。

优选地，所述进气阀为放气活门。

本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，燃烧室的燃料入口与燃料输送系统相连，燃烧室的进风口与助燃气系统相连，进风口设有用以阻止燃烧产物从进风口排出的进气阀。

燃料和助燃气体在燃烧室内混合并燃烧，进风口设有进气阀，燃烧过程中进气阀关闭，燃料燃烧近似于等容加热过程，当循环吸热量一定时，等容循环的放热量要小于等压循环的放热量。因此，空气涡轮火箭发动机系统的理想循环功更大，循环的热效率更高，因而可提高空气涡轮火箭发动机系统单位推力和比冲。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统的结构示意图；

图2为图1中燃烧室的结构示意图；

图3为图1中空气涡轮火箭发动机系统理想热力循环的p-v图；

图4为现有技术与本申请图1中的空气涡轮火箭发动机系统单位推力对比图；

图5为现有技术与本申请图1中的空气涡轮火箭发动机系统单位比冲对比图。

其中，图1至图3中的附图标记为：

进气道1、预冷器2、压气机3、主涡轮4、燃烧室5、放气活门6、外涵道7、换热器8、尾喷管9、燃料储箱10、燃料泵11、燃气涡轮12、燃料输送管道13、节流阀14、主阀门15、火花塞16。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。

为了使本技术领域的技术人员更好地理解本发明方案，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步的详细说明。

请参考图1至图5，图1为本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统的结构示意图；图2为图1中燃烧室的结构示意图；图3为图1中空气涡轮火箭发动机系统理想热力循环的p-v图；图4为现有技术与本申请图1中的空气涡轮火箭发动机系统单位推力对比图；图5为现有技术与本申请图1中的空气涡轮火箭发动机系统单位比冲对比图。

本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统，结构如图1所示，包括进气道1、燃烧室5、尾喷管9、燃料输送系统和助燃气系统。燃烧室5位于进气道1和尾喷管9之间，助燃气系统位于进气道1的后方。助燃气系统包括压气机3，压气机3转动将空气向燃烧室5输送，同时外界空气从进气口进入进气道1内。燃烧室5的燃料入口与燃料输送系统相连，并可向燃烧室5内通入燃料。燃烧室5的进风口位于燃料入口的外周，空气可由进气口进入燃烧室5，并与燃料在燃烧室5内混合。进风口设有进气阀，燃烧室5的侧壁设有火花塞16。空气和燃料进入燃烧室5后，进气阀关闭，随后火花塞16将燃料点燃。由于燃烧室5前部被进气阀封闭，燃料燃烧完成起爆，爆燃波经燃烧室5前部的封闭段反射后向燃烧室5后部的开口段传播。反射的爆燃波与直接向开口段传播的爆燃波叠加，形成较强的爆震波，使得燃气的压力、温度快速增加，经尾喷管9的膨胀加速后产生较高的推力。燃烧室5的结构可参考现有技术中脉冲爆震发动机的结构。进气阀可选用进气活门，当然用户也可根据需要采用其他结构的单向阀，在此不做限定。

可选的，燃料输送系统包括燃料储箱10、主阀门15和预冷器2，燃料储箱10通过燃料输送管道13与燃烧室5相连。主阀门15和预热器2的换热管均设置在燃料输送管道13上，预冷器2位于进气道1的尾部，燃料从预冷器2中流过时，与空气换热温度升高。

可选的，燃料输送系统还包括换热器8，换热器8也设置在燃料输送管道13上。换热器8位于尾喷管9和燃烧室5的排气口之间，预冷器2的出口与换热器8的冷媒入口相连，燃烧产生的尾气经过换热器8的热媒层。换热器8中尾气将燃料加热，使燃料汽化。

可选的，燃料输送系统还包括燃料泵11和燃气涡轮12。其中，燃料泵11设置在主阀门15和燃料储箱10之间，燃料泵11可提高燃料的压力，从而使其沿燃料输送管道13流动。燃气涡轮12位于换热器8与燃烧室5的燃料入口之间，并与燃料泵11相连。燃料经过换热器8后发生汽化、体积膨胀。因而燃料具有一定的做功能力。燃气经过燃气涡轮12时可带动燃气涡轮12转动，燃气涡轮12同时驱动燃料泵11为预冷器2前的燃料增压。

可选的，燃料输送系统还包括主涡轮4，助燃气系统中的压气机3位于预冷器2的后方。主涡轮4位于燃气涡轮12与燃烧室5的燃料入口之间，且主涡轮4与压气机3相连。气态的燃料经过燃气涡轮12后进入主涡轮4，并带动主涡轮4转动，主涡轮4可驱动压气机3，进而对空气进行压缩。

可选的，燃料储箱10和燃料泵11之间设有节流阀14，节流阀14可进一步调节燃料流量，提高燃料流量的可控性。

另外，燃烧室5的外周为外涵道7，压气机3对空气增压后，一部分空气进入燃烧室5内，另一部分空气进入外涵道7。进入外涵道7的空气与燃烧室5出口的燃气混合形成定常流，提高空气涡轮火箭发动机系统的热效率。

空气涡轮火箭发动机系统的燃烧室5工作过程，首先将进气活门打开，向燃烧室5内输入空气和气态燃料，空气和气态燃料混合形成混合气体。随后进气活门关闭，火花塞16点火，混合气体在燃烧室5内完成起爆，爆燃波转变为爆震波并向开口端传播，最终经开口端排出。燃烧室5内的尾气排出，完成一次循环。

图3通过p-v图展示了空气涡轮火箭发动机系统的工作过程，图中f代表燃料，l代表空气。其中，0'-15为燃料在燃料储箱10内定容加压过程；15-16为燃料泵11对液态燃料的等熵压缩过程；16-5为燃料经过预冷器2等压升温过程；5-10为燃料在换热器8内等压加热过程；10-7为燃料经过涡轮等熵膨胀的过程；7-8为燃料在混合室内等压掺混过程；0-2为空气在进气道1内等熵压缩过程；2-3为空气在预冷器2内等压放热过程；3-6为空气在压气机3内等熵压缩过程；6-8为空气在混合室内等压掺混过程；8-11为混合气体在爆震室内等容加热过程；11-12为混合气体在换热器8内等压放热过程；12-13为混合气体在尾喷管9内等熵膨胀过程。0'-15-16-5-10-7-8-11-12-13-0'为燃料循环过程，0-2-3-6-8-11-12-13-0为空气循环过程。

本实施例中，空气涡轮火箭发动机系统的燃烧室5进气口设置了放气活门6，放气活门6在混合气体起爆前关闭，从而使爆燃波向开口端传播形成爆震波，提高了空气涡轮火箭发动机系统热效率。如图4所示，本申请所提供的技术方案推力为1100N·s/kg左右，相比于现有技术提高了20％左右的单位推力，空气涡轮火箭发动机系统的比冲也提高了20％左右，实现了空气涡轮火箭发动机系统在宽速域条件下的高效工作。

需要说明的是，在本说明书中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体与另外几个实体区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体之间存在任何这种实际的关系或者顺序。

以上对本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (3)

1.一种空气涡轮火箭发动机系统，其特征在于，包括燃烧室(5)、燃料输送系统和助燃气系统，所述燃烧室(5)的燃料入口与所述燃料输送系统相连，所述燃烧室(5)的进风口与所述助燃气系统相连，所述进风口设有用以阻止燃烧产物从所述进风口排出的进气阀；

还包括进气道(1)，所述燃料输送系统包括燃料储箱(10)、主阀门(15)和预冷器(2)，所述预冷器(2)设置在所述进气道(1)的尾部；

所述燃料输送系统还包括换热器(8)，所述换热器(8)位于尾喷管(9)和所述燃烧室(5)的排气口之间，所述预冷器(2)的出口与所述换热器(8)的冷媒入口相连；

所述燃料输送系统还包括燃料泵(11)和燃气涡轮(12)，所述燃料泵(11)位于所述主阀门(15)和所述燃料储箱(10)之间，所述燃气涡轮(12)位于所述换热器(8)与所述燃烧室(5)的燃料入口之间，且所述燃气涡轮(12)与所述燃料泵(11)相连、用以驱动所述燃料泵(11)；

所述燃料输送系统还包括主涡轮(4)，所述助燃气系统包括位于所述预冷器(2)后方的压气机(3)，所述主涡轮(4)位于所述燃气涡轮(12)与所述燃烧室(5)的燃料入口之间，且所述主涡轮(4)与所述压气机(3)相连、用以驱动所述压气机(3)。

2.根据权利要求1所述的空气涡轮火箭发动机系统，其特征在于，所述燃料储箱(10)和所述燃料泵(11)之间设有节流阀(14)。

3.根据权利要求1或2任意一项所述的空气涡轮火箭发动机系统，其特征在于，所述进气阀为放气活门(6)。

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