CN115680936B - 一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法 - Google Patents

Abstract

一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法，该组合循环发动机具有比冲高、推力大、水平起降、自加速、工作速域宽、可多种模态工作等特点，解决了动力鸿沟问题，可以应用在航空航天推进领域。协同吸气式火箭基组合循环发动机包括涡轮发动机和火箭基组合发动机，涡轮发动机和火箭基发动机采用并联布置，共用进气道，中间用进气隔板分开。在涡轮发动机的入口设有涡轮发动机进气挡板，用于调节涡轮发动机的进气量。在涡轮发动机的压气机出口设有分流器，分流器分别与涡轮发动机燃烧室和进气隔板连通。在进气隔板上设有进气通道，进气通道与支板火箭发动机推力室连通。

Description

一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法

技术领域

本发明涉及一种协同吸气式火箭基组合循环发动机及其工作方法，属于航空航天组合动力领域。

背景技术

水平起降、可重复使用、高超音速巡航以及单级入轨是航空航天运输长期不懈追求目标，受到了世界各国格外关注。发展一款能在宽速域条件下工作的飞行器对动力系统提出了巨大的挑战。

复合预冷协同吸气式组合循环发动机（SABRE）是一种利用空气中的氧气作为氧化剂，通过在进气口安装换热器将来流空气预冷降温后进入压气机增压。增压后的高压空气进入火箭发动机推力室与燃料混合燃烧，燃烧后的高温燃气经过喷管膨胀加速产生推力。该组合循环发动机综合吸气式和火箭式推进系统的优势，但由于需要氦中间预冷子循环，该组合发动机的系统较复杂，且预冷器结构复杂、容易结霜、功率密度低等缺点，工程实现较为困难。

火箭基组合循环发动机（RBCC）是在低马赫数阶段以引射火箭作为动力，高速阶段以冲压发动机作为动力的组合发动机，RBCC发动机吸取火箭发动机推重比高、可以地面零速启动与冲压发动机在高马赫数下吸取工作、比冲高优点，可以在宽速域条件下工作，但是RBCC发动机由于在低速阶段是火箭工作模态，无法利用大气中的氧气，导致该组合发动机比冲较低，工程应用受限。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种协同吸气式火箭基组合循环发动机。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种协同吸气式火箭基组合循环发动机，包括并联布置的涡轮发动机和火箭基组合发动机；

涡轮发动机利用飞行器本体和进气隔板组成外型面；火箭基组合发动机利用进气隔板和外壳组成外型面；

涡轮发动机包括涡轮发动机进气挡板、压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；涡轮发动机进气挡板用于调节涡轮发动机的进气量，沿气体流动方向，涡轮发动机的外型面内安装压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；

火箭基组合发动机包括支板火箭发动机、支板火箭进气结构、火箭基组合发动机进气挡板；支板火箭进气结构与分流器连通，用于为支板火箭发动机提供氧化剂；火箭基组合发动机还利用自身进气道提供的氧化剂和或飞行器携带的氧化剂输出推力；火箭基组合发动机进气挡板调节火箭基组合发动机的进气量。

优选的，支板火箭进气结构包括多个安装在进气隔板上的支板；每个支板对应安装一个支板火箭发动机；

每个支板上设有支板火箭空气进气管路，进气隔板上设有多个进气隔板空气管路、多个进气隔板集合器；分流器上设有多个支板火箭进气孔；

涡轮发动机内的气体依次经支板火箭进气孔、进气隔板集合器、进气隔板空气管路、支板火箭空气进气管路，为支板火箭发动机提供氧化剂。

优选的，将压气机之前的区域作为涡轮发动机进气道，分流器和涡轮之间作为涡轮发动机燃烧室，涡轮之后作为涡轮发动机尾喷管。

优选的，在火箭基组合发动机内，将支板火箭进气结构之前的区域作为隔离段，支板火箭发动机之后依次作为冲压发动机燃烧室、火箭基组合发动机尾喷管。

一种协同吸气式火箭基组合循环发动机的工作方法，采用上述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，包括：

0-2Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板打开，压气机为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机燃烧室提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板打开，也为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，两个发动机同时工作；2-10Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机进气挡板保持打开，为火箭基组合发动机燃烧室提供氧化剂，火箭基组合发动机工作；10Ma马赫数以上速度飞行时，火箭基组合发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机利用飞行器携带的氧化剂工作。

一种协同吸气式火箭基组合循环发动机，包括并联布置的涡轮发动机和火箭基组合发动机；

涡轮发动机利用飞行器本体和进气隔板组成外型面；火箭基组合发动机利用进气隔板和外壳组成外型面；

涡轮发动机包括涡轮发动机进气挡板、预冷器、压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；涡轮发动机进气挡板用于调节涡轮发动机的进气量，预冷器用于对来流进行降温，沿气体流动方向，涡轮发动机的外型面内安装预冷器、压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；

火箭基组合发动机包括支板火箭发动机、支板火箭进气结构、火箭基组合发动机进气挡板；支板火箭进气结构与分流器连通，用于为支板火箭发动机提供氧化剂；支板火箭发动机还利用自身进气道提供的氧化剂和或飞行器携带的氧化剂输出推力；火箭基组合发动机进气挡板调节火箭基组合发动机的进气量。

优选的，支板火箭进气结构包括多个安装在进气隔板上的支板；每个支板对应安装一个支板火箭发动机；

每个支板上设有支板火箭空气进气管路，进气隔板上设有多个进气隔板空气管路、多个进气隔板集合器；分流器上设有多个支板火箭进气孔；

涡轮发动机内的气体依次经支板火箭进气孔、进气隔板集合器、进气隔板空气管路、支板火箭空气进气管路，为支板火箭发动机提供氧化剂。

优选的，将压气机之前的区域作为涡轮发动机进气道，分流器和涡轮之间作为涡轮发动机燃烧室，涡轮之后作为涡轮发动机尾喷管。

优选的，在火箭基组合发动机内，将支板火箭进气结构之前的区域作为隔离段，支板火箭发动机之后依次作为冲压发动机燃烧室、火箭基组合发动机尾喷管。

一种协同吸气式火箭基组合循环发动机的工作方法，采用上述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，包括：

0-2Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板打开，预冷器不工作，压气机为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板打开，为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，两个发动机同时工作；2-8Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板保持打开，预冷器工作，压气机为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板打开，为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，两个发动机同时工作；8Ma马赫数以上速度飞行时，涡轮发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机利用飞行器携带的氧化剂工作。

本发明相比于现有技术具有如下有益效果：

（1）协同吸气式火箭基组合循环发动机结合了涡轮基和火箭基组合发动机的优势，相比火箭基组合循环发动机具有更高的比冲，相比涡轮基组合发动机具有更宽的工作时域。

（2）协同吸气式火箭基组合循环发动机推力大，可在亚音速和超音速等宽速域工作，具有水平起降和单级入轨能力，可以重复使用且不存在动力接力“鸿沟”问题。

（3）通过设置分流器和进气隔板，将压气机后的空气引入支板火箭推力室，减小了飞行器携氧化剂重量，使得协同吸气式火箭基组合循环发动机具有较高的比冲。

（4）协同吸气式火箭基组合循环发动机通过增加预冷器，可以减少该组合发动机的工作模态转化，使得发动机具有更高的可靠性。

（5）协同吸气式火箭基组合循环发动机工作具有多种循环方式，可根据实际需求和技术成熟程度选择合适的模态组合。

附图说明

图1为协同吸气式火箭基组合循环发动机结构形式示意图。

图2为分流器结构主视图。

图3为分流器结构剖视图。

图4为进气隔板与支板火箭发动机结构主视图。

图5为进气隔板与支板火箭发动机结构剖视图。

附图标记：1-飞行器；2-涡轮发动机的进气道；3-预冷器；4-压气机；5-涡轮发动机的轴；6-分流器；7-涡轮发动机进气孔；8-涡轮发动机燃烧室；9-涡轮；10-涡轮发动机尾喷管；11-火箭基组合发动机尾喷管；12-冲压发动机燃烧室；13-支板火箭发动机；14-支板；15-支板火箭空气进气管路；16-进气隔板空气管路；17-进气隔板集合器；18-支板火箭进气孔；19-外壳；20-隔离段；21-火箭基组合发动机进气挡板；22-进气隔板；23-涡轮发动机进气挡板。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。

基于SABRE发动机和RBCC发动机工作特点，本发明提出了一种协同吸气式火箭基组合循环发动机（SAB-RBCC）及其工作方法，该组合循环发动机具有比冲高、推力大、水平起降、自加速、工作速域宽、可多种模态工作等特点，可以应用在航空航天推进领域。

采用本发明第一种技术方案：协同吸气式火箭基组合循环发动机包括涡轮发动机和火箭基组合发动机（即火箭发动机），涡轮发动机和火箭基组合发动机采用并联布置，共用进气道，中间用进气隔板22分开。在涡轮发动机的入口设有涡轮发动机进气挡板23，用于调节涡轮发动机的进气量。在涡轮发动机的压气机4出口设有分流器6，分流器6分别与涡轮发动机燃烧室8和进气隔板22连通。在进气隔板22上设有进气通道，进气通道与支板火箭发动机13推力室连通。0-2Ma飞行时，涡轮发动机进气挡板23打开，涡轮发动机的压气机4为涡轮发动机燃烧室8和支板火箭发动机13提供氧化剂，火箭基组合发动机和涡轮发动机同时工作；涡轮发动机和火箭基组合发动机同时提供推力。2-10Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板23关闭，火箭基组合发动机进气挡板21保持打开，为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，此时，推力仅由火箭基组合发动机提供；10Ma马赫数以上速度飞行时，火箭基组合发动机进气挡板21关闭，火箭基组合发动机利用飞行器携带的氧化剂工作，火箭基组合发动机转为纯火箭工作模态，整个组合发动机的推力由火箭基组合发动机提供。

采用本发明第二种技术方案：协同吸气式火箭基组合循环发动机包括涡轮发动机和火箭基组合发动机，涡轮发动机和火箭基组合发动机采用并联布置，共用进气道，中间用进气隔板22分开。在涡轮发动机的入口设有涡轮发动机进气挡板23，用于调节涡轮发动机的进气量。在涡轮发动机的进气道入口至压气机前设有预冷器3，飞行速度处于0-2Ma时，涡轮发动机进气挡板23打开，预冷器3不工作，压气机4为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机燃烧室提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板21打开，也为火箭基组合发动机燃烧室提供氧化剂，涡轮发动机和火箭基组合发动同时工作。飞行速度处于2-8Ma时，预冷器3对来流空气进行冷却降温以满足压气机入口温度要求，压气机4为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机燃烧室提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板21保持打开，也为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，涡轮发动机和火箭基组合发动同时工作。飞行速度处于8Ma以上时，涡轮发动机进气挡板23关闭，火箭基组合发动机进气挡板21关闭，支板火箭发动机所需的氧化剂转由飞行器自身携带的燃料提供，此时，火箭基组合发动机转化为纯火箭工作模态，协同吸气式火箭基组合循环发动机只有火箭基组合发动机工作并提供推力。

实施例：

协同吸气式火箭基组合循环发动机由涡轮发动机和火箭基组合发动机组成，其结构如图1-图5所示。发动机与飞行器一体化设计便于优化飞行器整体结构，涡轮发动机和火箭基组合发动机采用并联布置，共用进气道，减少飞行器1阻力。涡轮发动机利用飞行器1的本体和进气隔板22组成外型面；火箭基组合发动机利用进气隔板22和外壳19组成外型面。

优选的，在涡轮发动机的进气道2处设有预冷器3。

涡轮发动机的压气机4出口设有分流器6，分流器6用于固定涡轮发动机的轴5，如图2和图3所示，分流器6还将涡轮发动机的压气机4出口的空气分为两路，一路由涡轮发动机进气孔7进入涡轮发动机燃烧室8，另一路由支板火箭进气孔18进入进气隔板集合器17，之后通过支板火箭空气进气管路15进入支板火箭发动机13的推力室，如图4和图5所示。涡轮发动机尾喷管10与火箭基组合发动机尾喷管11分开设置，可以避免两种发动机相互影响，简化发动机的设计难度。通过在进气隔板22上设置进气隔板集合器17和进气隔板空气管路16可以减少发动机内部的管路数量。将支板14与进气隔板22相连接减小支板火箭发动机13进气路的复杂程度，易于工程化实现，通过布置多个支板火箭发动机13可增大发动机的推力。

（1）协同吸气式火箭基组合循环发动机工作方案一

协同吸气式火箭基组合循环发动机不设置预冷器3，飞行器1在低速飞行（0-2Ma）时，空气通过进气道2进入涡轮发动机的压气机4后，压力和温度升高，之后进入分流器6，分流器6将高压空气分为两部分，一部分空气通过进气孔7进入涡轮发动机燃烧室8与燃料燃烧后进入涡轮9膨胀做功，涡轮9做功为涡轮发动机压气机4提供输入能量。做功后的燃气进入涡轮发动机尾喷管10进一步膨胀产生推力。另一部分空气通过支板火箭进气孔18依次沿着进气隔板集合器17、支板火箭空气进气管路15进入支板火箭发动机13推力室，在支板火箭发动机13的推力室内与燃料混合燃烧后进入冲压发动机燃烧室12（即火箭基组合发动机燃烧室），在冲压发动机燃烧室12中与从隔离段20引射的来流空气掺混再次燃烧，之后从火箭基组合发动机尾喷管11排出产生推力。飞行器1在2-10Ma速度飞行时，涡轮发动机进气挡板23关闭，协同吸气式火箭基组合循环发动机工作模式为冲压模态，支板火箭发动机13燃料流量减小，作为冲压模态的火焰稳定器。飞行器1在10Ma以上速度飞行时，火箭基组合发动机进气挡板21关闭，发动机转为纯火箭模态，支板火箭发动机13流量增大，由飞行器自身携带的燃料和氧化剂为其提供燃料。该工作方案发动机的推力主要由火箭基组合发动机提供，起飞时的氧化剂为大气中的氧气，发动机的比冲大幅增大。

（2）协同吸气式火箭基组合循环发动机工作方案二

第二种工作方案是在第一种方案基础上增加预冷器3，飞行器1以0-2Ma速度飞行时的工作模式与方案一中同等速度下工作模式相同，当飞行器1以2-8Ma飞行时，预冷器3开始工作，来流空气经过预冷器3温度降至常温后进入涡轮发动机的压气机4，之后的工作方式与0-2Ma速度飞行时相同。飞行速度在8Ma以上转为纯火箭模态，工作方式与方案一种相同。本发明发动机采用此方案只有两种工作模态，减少模态转化，具有更高的可靠性。发动机以此方案在0-30Km高度工作飞行可不用携带氧化剂，发动机的比冲远大于火箭基组合发动机。

当协同吸气式火箭基组合循环发动发动机采用上述两种工作方案时，发动机的比冲远大于火箭基组合发动机，且可在亚音速和超音速等宽速域工作，具有水平起降和单级入轨能力，可以重复使用且不存在动力接力“鸿沟”问题。

本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (7)

1.一种协同吸气式火箭基组合循环发动机，其特征在于，包括并联布置的涡轮发动机和火箭基组合发动机；

涡轮发动机利用飞行器本体和进气隔板组成外型面；火箭基组合发动机利用进气隔板和外壳组成外型面；

涡轮发动机包括涡轮发动机进气挡板、压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；涡轮发动机进气挡板用于调节涡轮发动机的进气量，沿气体流动方向，涡轮发动机的外型面内安装压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；

火箭基组合发动机包括支板火箭发动机、支板火箭进气结构、火箭基组合发动机进气挡板；支板火箭进气结构与分流器连通，用于为支板火箭发动机提供氧化剂；火箭基组合发动机还利用自身进气道提供的氧化剂和或飞行器携带的氧化剂输出推力；火箭基组合发动机进气挡板调节火箭基组合发动机的进气量；

支板火箭进气结构包括多个安装在进气隔板上的支板；每个支板对应安装一个支板火箭发动机；

每个支板上设有支板火箭空气进气管路，进气隔板上设有多个进气隔板空气管路、多个进气隔板集合器；分流器上设有多个支板火箭进气孔；

涡轮发动机内的气体依次经支板火箭进气孔、进气隔板集合器、进气隔板空气管路、支板火箭空气进气管路，为支板火箭发动机提供氧化剂；

将压气机之前的区域作为涡轮发动机进气道，分流器和涡轮之间作为涡轮发动机燃烧室，涡轮之后作为涡轮发动机尾喷管；

在火箭基组合发动机内，将支板火箭进气结构之前的区域作为隔离段，支板火箭发动机之后依次作为冲压发动机燃烧室、火箭基组合发动机尾喷管。

2.一种协同吸气式火箭基组合循环发动机的工作方法，其特征在于，采用权利要求1所述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，包括：

0-2Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板打开，压气机为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机燃烧室提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板打开，也为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，两个发动机同时工作；2-10Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机进气挡板保持打开，为火箭基组合发动机燃烧室提供氧化剂，火箭基组合发动机工作；10Ma马赫数以上速度飞行时，火箭基组合发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机利用飞行器携带的氧化剂工作。

3.一种协同吸气式火箭基组合循环发动机，其特征在于，包括并联布置的涡轮发动机和火箭基组合发动机；

涡轮发动机利用飞行器本体和进气隔板组成外型面；火箭基组合发动机利用进气隔板和外壳组成外型面；

涡轮发动机包括涡轮发动机进气挡板、预冷器、压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；涡轮发动机进气挡板用于调节涡轮发动机的进气量，预冷器用于对来流进行降温，沿气体流动方向，涡轮发动机的外型面内安装预冷器、压气机、涡轮发动机的轴、分流器、涡轮；

火箭基组合发动机包括支板火箭发动机、支板火箭进气结构、火箭基组合发动机进气挡板；支板火箭进气结构与分流器连通，用于为支板火箭发动机提供氧化剂；支板火箭发动机还利用自身进气道提供的氧化剂和或飞行器携带的氧化剂输出推力；火箭基组合发动机进气挡板调节火箭基组合发动机的进气量。

4.根据权利要求3所述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，其特征在于，支板火箭进气结构包括多个安装在进气隔板上的支板；每个支板对应安装一个支板火箭发动机；

每个支板上设有支板火箭空气进气管路，进气隔板上设有多个进气隔板空气管路、多个进气隔板集合器；分流器上设有多个支板火箭进气孔；

涡轮发动机内的气体依次经支板火箭进气孔、进气隔板集合器、进气隔板空气管路、支板火箭空气进气管路，为支板火箭发动机提供氧化剂。

5.根据权利要求3所述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，其特征在于，将压气机之前的区域作为涡轮发动机进气道，分流器和涡轮之间作为涡轮发动机燃烧室，涡轮之后作为涡轮发动机尾喷管。

6.根据权利要求3所述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，其特征在于，在火箭基组合发动机内，将支板火箭进气结构之前的区域作为隔离段，支板火箭发动机之后依次作为冲压发动机燃烧室、火箭基组合发动机尾喷管。

7.一种协同吸气式火箭基组合循环发动机的工作方法，其特征在于，采用权利要求3至6中任一项所述的协同吸气式火箭基组合循环发动机，包括：

0-2Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板打开，预冷器不工作，压气机为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板打开，为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，两个发动机同时工作；2-8Ma马赫数飞行时，涡轮发动机进气挡板保持打开，预冷器工作，压气机为涡轮发动机燃烧室和支板火箭发动机提供氧化剂，火箭基组合发动机进气挡板打开，为火箭基组合发动机的冲压发动机燃烧室提供氧化剂，两个发动机同时工作；8Ma马赫数以上速度飞行时，涡轮发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机进气挡板关闭，火箭基组合发动机利用飞行器携带的氧化剂工作。

Images