CN114352437A - 一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机 - Google Patents

Abstract

本发明公开的一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，属于固体燃料组合发动机技术领域。本发明主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成。发动机进气段采用中心进气方式，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。本发明通过结合固体燃料和火箭基组合循环发动机的优势，利用固体燃料解决火箭基组合循环发动机中因液体燃料带来的复杂供应系统问题，使得发动机的结构更加简单，同时显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。

Description

一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机

技术领域

本发明涉及一种固体燃料组合动力发动机，具体涉及的是固体燃料组合动力技术，属于固体燃料组合发动机技术领域。

背景技术

随着反导弹技术手段的进步，战术导弹突防所需要的速度越来越高，高超声速导弹武器因其巨大的军事价值而受到世界各军事强国的高度重视，一直是美国、俄罗斯及日本等军事强国的重点研究领域。适用于高超声速武器的动力装置一直是国内外研究工作者关注的热点。

导弹武器所用的发动机主要包括：涡喷发动机、涡扇发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机以及火箭发动机等。单一类型动力无法满足宽速域、大空域、高机动飞行等需求，吸气式组合发动机是必然的发展趋势。现有的组合动力系统主要有固体燃料超燃冲压发动机、固体燃料亚燃冲压发动机、固体火箭亚燃/超燃冲压发动机、火箭基组合循环动力发动机。其中，固体燃料超燃冲压发动机存在点火困难的问题、固体燃料亚燃冲压发动机不适用于高速飞行，飞行马赫数较低、固体火箭亚燃/超燃冲压发动机飞行范围较窄，一般不适用于静止起飞，火箭基组合循环发动机可以实现地面静止起飞，但采用液体燃料需要复杂的燃料供应系统，使用时需要提前灌装且不能长期储存，不能满足导弹武器小型化、快速作战响应的发展需求。与之相比，固体燃料冲压组合发动机具有结构简单、成本较低、可靠性高以及反应迅速的优势，是高超声速武器的理想动力装置。

发明内容

为了克服现有组合动力技术存在的上述缺点，本发明的主要目的是提供一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，通过将固体燃料和火箭基组合循环发动机(RBCC)的优势结合起来，利用固体燃料解决火箭基组合循环发动机中因液体燃料带来的复杂供应系统问题，使得发动机的结构更加简单，同时显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，发动机整体构型为超燃冲压发动机构型，主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成。

发动机进气段采用中心进气方式，主要由壳体、中心锥、进气道组成。壳体为中空圆柱体，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。

燃气发生器主要由二级推进剂、一级推进剂、燃气流量调节系统、燃气发生器喷管组成。二级推进剂和一级推进剂位于燃气发生器燃烧室内部，燃气流量调节系统位于燃气发生器喷管的喉部位置；当飞行器处于发射模态时，燃气发生器中的一级推进剂采用高燃速推进剂，产生较大的燃气流量，结合燃气流量调节系统，实现飞行器从地面的发射；飞行器达到预定飞行马赫数(Ma＝2～3)之后，冲压发动机启动，燃气发生器中的二级推进剂采用低燃速推进剂，配合燃气流量调节系统，实现飞行器马赫数3～6的飞行。通过燃气发生器中二级推进剂、一级推进剂与燃气流量调节系统的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力，实现飞行器马赫数0～6的宽速域飞行过程。

发动机补燃室位于进气段后方，与进气段直接相连。在补燃室内部设有一定长度和深度的凹腔，有利于燃气发生器产生的一次高温燃气和进气道进来的空气的掺混和稳定燃烧，相较于液体冲压发动机复杂的火焰稳定器，结构更加简单，对燃烧室的流场影响小。补燃室壳体壁面上粘贴有绝热层，对发动机壳体进行热防护，保障发动机能够长时间工作。

发动机喷管为扩张型喷管，与补燃室直接相连，用于保证发动机在整个工作过程中都能正常运行。

发动机燃料采用固体燃料，相较于液体燃料，不需要复杂的燃料供应系统，使发动机的无效载荷减少，发动机结构更加简单，同时固体燃料的特性使得发动机能够长期储存和响应时间短。

作为优选，绝热层采用低燃速推进剂和传统绝热层相结合的含能绝热层，在起到发动机热防护的同时，还能够为发动机增加工质，提升发动机的工作性能。

本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机的工作方法为：空气通过进气道进入补燃室内部，燃气发生器中装有固体推进剂，产生高温一次燃气，一次燃气通过喷管进入补燃室，与进气道进入的空气进行二次燃烧，产生高温燃气，经补燃室喷管排出，产生推力。通过在燃气发生器中装入不同类型的固体推进剂，结合可调进气道和燃气流量调节系统的燃气流量调节，满足不同飞行阶段的稳定燃烧和推力需求，实行从地面静止到高速飞行的宽马赫数飞行过程，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。

有益效果：

1.本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，发动机结构采用中心进气方式的超燃冲压发动机结构，发动机燃料采用固体燃料，补燃室内部有凹腔结构，维持补燃室内一次燃气和空气的掺混和稳定燃烧，发动机结构简单紧凑，便于长期储存和缩短响应时间。

2.本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，燃气流量调节系统位于燃气发生器喷管的喉部位置；燃气发生器内部采用分段固体推进剂，根据不同飞行状态需求选择不同性能的固体推进剂：当飞行器处于发射模态时，燃气发生器中的一级推进剂采用高燃速推进剂，产生较大的燃气流量，结合燃气流量调节系统，实现飞行器从地面的发射；飞行器达到预定飞行马赫数之后，冲压发动机启动，燃气发生器中的二级推进剂采用低燃速推进剂，配合燃气流量调节系统，实现飞行器马赫数3～6的飞行。通过燃气发生器中二级推进剂、一级推进剂与燃气流量调节系统的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力，实现飞行器宽速域飞行。

3.本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。

4.本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，一次燃气流量通过燃气流量调节系统进行调整，能够实现不同飞行状态的最优空气质量流量与燃气流量之比，提升飞行器的宽速域飞行能力。

5.本发明公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，绝热层采用低燃速推进剂和传统绝热层相结合的含能绝热层，在起到发动机热防护的同时，还能够为发动机增加工质，提升发动机的工作性能。

附图说明

图1为一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机原理图；

图2为本发明燃气发生器原理图；

图3为实施方式中，固体燃料冲压组合发动机各工作模态原理图，其中，图3(a)为引射模态工作原理图，图3(b)为亚燃模态工作原理图，图3(c)为超燃模态工作原理图。

其中，1—壳体、2—中心锥、3—进气道、4—燃气发生器、5—凹腔、6—含能绝热层、7—补燃室、8—喷管、9—二级推进剂、10—一级推进剂、11—燃气流量调节系统、12—燃气发生器喷管。

具体实施方式

为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合图1、图2和图3具体的实施例来对本发明进行进一步的说明。

如图1所示，本实施例公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，由壳体1、中心锥2、进气道3、燃气发生器4、凹腔5、含能绝热层6、补燃室7、喷管8、二级推进剂9、一级推进剂10、燃气流量调节系统11、燃气发生器喷管12。其中，壳体1为中空圆柱体，中心锥2位于壳体1轴心轴上，壳体1和中心锥2组成的通道为进气道3，燃气发生器位于中心锥2内部，凹腔5位于补燃室7前端，含能绝热层6粘贴于凹腔5壁面上，喷管8位于补燃室7后端；燃气发生器4主要有二级推进剂9、一级推进剂10、燃气流量调节系统11、燃气发生器喷管12组成。二级推进剂9和一级推进剂10位于燃气发生器4燃烧室内部，根据飞行模态的需求，选择不同性能的推进剂；燃气流量调节系统11位于燃气发生器喷管12的喉部位置，根据飞行模态，调整燃气发生器的流量；进气道3根据飞行状态的需求，通过调整中心锥2的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。

本实施例公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机的工作方法为：

如图3(a)所示，在固体燃料冲压组合发动机中的冲压发动机未启动前，燃气发生器4中一次推进剂点火燃烧，产生高温一次燃气，一次燃气经燃气发生器喷管12的膨胀加速排入到补燃室7中，此时，外界空气通过一次燃气的引射作用经进气道3进入补燃室7中和一次燃气进行二次掺混燃烧，产生高温燃气，同时高温燃气会点燃含能绝热层，起到隔热和增加燃气工质的作用，随后高温燃气经补燃室喷管8排出，产生发动机所需要的推力，使飞行器速度增加；

如图3(b)所示，当飞行器速度达到Ma3时，冲压发动机正常启动，空气可自由进入进气道。由于此时飞行速度不大，空气经过进气道3的减速增压，进入补燃室内部的速度为亚声速，发动机工作模型处于亚燃模态，此时发动机不需要太大的推力，同时由于空气的进入，可为推进剂的燃烧提供氧化剂，所以燃气发生器的二级推进剂采用低燃速贫氧推进剂，同时通过燃气流量调节系统，减小喷管喉部面积，增大燃气流量，使得在补燃室7中形成热力喉道，维持亚燃模态的稳定燃烧和工作状态。而含能绝热层也可为发动机工作提供工质。飞行器速度进一步增加。

如图3(c)所示，当飞行马赫数达到Ma5时，由于此时飞行速度较大，空气经过进气道3的减速增压，进入补燃室7内部的速度为超声速，发动机工作模态处于超燃模态，和亚燃模态一样，燃气发生器4内部二级推进剂9依旧采用低燃速推进剂，而由于补燃室3喷管为扩张型喷管，可正常燃烧，此时需要通过燃气流量调节系统11，增大燃气发生器喷管喉部面积，减小燃气流量，保持更长的续航状态，同时由于补燃室燃烧环境复杂，采用传统绝热层热防护方案。

通过燃气发生器4中二级推进剂9、一级推进剂10与燃气流量调节系统11的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力，实现飞行器宽速域飞行。

以上描述对本发明的目的、技术方案和优点进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施方式，用于解释本发明，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 (6)

1.一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：发动机整体构型为超燃冲压发动机构型，主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成；

发动机进气段采用中心进气方式，主要由壳体、中心锥、进气道组成；壳体为中空圆柱体，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量；中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑；

燃气发生器主要由二级推进剂、一级推进剂、燃气流量调节系统、燃气发生器喷管组成；二级推进剂和一级推进剂位于燃气发生器燃烧室内部，燃气流量调节系统位于燃气发生器喷管的喉部位置；当飞行器处于发射模态时，燃气发生器中的一级推进剂采用高燃速推进剂，产生较大的燃气流量，结合燃气流量调节系统，实现飞行器从地面的发射；飞行器达到预定飞行马赫数2～3之后，冲压发动机启动，燃气发生器中的二级推进剂采用低燃速推进剂，配合燃气流量调节系统，实现飞行器马赫数3～6的飞行；通过燃气发生器中二级推进剂、一级推进剂与燃气流量调节系统的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。

2.如权利要求1所述的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：发动机补燃室位于进气段后方，与进气段直接相连；在补燃室内部设有一定长度和深度的凹腔，有利于燃气发生器产生的一次高温燃气和进气道进来的空气的掺混和稳定燃烧，相较于液体冲压发动机复杂的火焰稳定器，结构更加简单，对燃烧室的流场影响小；补燃室壳体壁面上粘贴有绝热层，对发动机壳体进行热防护，保障发动机能够长时间工作。

3.如权利要求2所述的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：发动机喷管为扩张型喷管，与补燃室直接相连，用于保证发动机在整个工作过程中都能正常运行。

4.如权利要求3所述的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：发动机燃料采用固体燃料，相较于液体燃料，不需要复杂的燃料供应系统，使发动机的无效载荷减少，发动机结构更加简单，同时固体燃料的特性使得发动机能够长期储存和响应时间短。

5.如权利要求1、2、3或4所述的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：绝热层采用低燃速推进剂和传统绝热层相结合的含能绝热层，在起到发动机热防护的同时，还能够为发动机增加工质，提升发动机的工作性能。

6.如权利要求5所述的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：空气通过进气道进入补燃室内部，燃气发生器中装有固体推进剂，产生高温一次燃气，一次燃气通过喷管进入补燃室，与进气道进入的空气进行二次燃烧，产生高温燃气，经补燃室喷管排出，产生推力；通过在燃气发生器中装入不同类型的固体推进剂，结合可调进气道和燃气流量调节系统的燃气流量调节，满足不同飞行阶段的稳定燃烧和推力需求，实行从地面静止到高速飞行的宽马赫数飞行过程，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。

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