CN117329025A - 一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器，包括：液体火箭的主发动机系统以及冲压增推系统，其中，冲压增推系统包括：进气管道，进气管道内设置有隔离阀，进气管道的进口与大气连通，进气管道的出口连接有冲压燃烧室，冲压燃烧室的出口连接有冲压尾喷管；其中，主发动机系统中的燃气喷嘴与冲压燃烧室连通。本装置在保持火箭发动机高推重比的同时，提高了火箭发动机综合比冲性能，从而提高了发动机推进效率。

Description

一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器。

背景技术

火箭基吸气式组合循环发动机（RBCC）， 由于可以充分利用大气中氧气，在大气层飞行段具有极高的推进效率，如纯亚燃冲压模式发动机比冲可达到1200s，远高于火箭发动机所能达到的比冲性能。通常的RBCC发动机由引射模式、亚燃冲压模式、超燃冲压模式和纯火箭模式组成，其起飞时主要由火箭发动机工作，并通过进气道引射空气，达到一定马赫数（M=1～2）后转为亚燃冲压，马赫数进一步提高后（M=3～4）转为超燃冲压，出大气层之后转为火箭发动机单独工作；这种火箭基吸气式组合循环发动机存在较多较复杂的模式转换，且需要将火箭发动机与冲压发动机在进气道、燃烧室、冲压尾喷管等在结构上进行高度融合，其研制难度极高，且其推重比极难达到火箭发动机的水平，目前国际上仍无具备实用价值的RBCC发动机。

考虑到作为天地往返运载器的主动力，其纯吸气模式所能达到的飞行高度和速度增量有限（一般高度＜35km，M＜8，速度增量＜2000m/s），同时使用RBCC发动机带来的发动机本身质量和航天飞行器结构质量的增加也会带来不利影响，未来的天地往返运载器的主动力仍需以火箭发动机为主，因此，现有的液体火箭的发动机跨大气层飞行器所用发动机的推进效率还是相对较低的。

因此，需要提供一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器以解决上述问题。

发明内容

本发明提供一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器，通过以开式循环液体火箭发动机为基础，将开式循环发动机的涡轮出口与吸气式冲压发动机组合起来，大幅提高涡轮出口在大气层飞行段的比冲性能；将这种发动机用于液体火箭的吸气式组合循环发动机具有系统相对简单、研制难度低，以解决现有的液体火箭的发动机跨大气层飞行器所用发动机的推进效率还是相对较低的问题。

本发明的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机采用如下技术方案：包括：

包括：液体火箭的主发动机系统以及冲压增推系统，冲压增推系统包括：进气管道，其内设置有隔离阀，其进口置于空气中，其出口连接有冲压燃烧室，冲压燃烧室的出口用于和喷射燃气的部件连通；

其中，主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴与冲压燃烧室连通，用于将涡轮排出的燃气引入至冲压燃烧室内再进行燃烧。

优选的，冲压燃烧室的出口连接有冲压尾喷管。

优选的，冲压燃烧室为环形燃烧室，环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道的出口、主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴连通。

优选的，冲压燃烧室固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。

优选的，主发动机系统采用开式循环液体燃料发动机或者分级燃烧抽气循环发动机。

优选的，燃气喷嘴采用多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴，其中，多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴均布设置在涡轮的出口，且音速喷嘴或超音速喷嘴的出口与环形燃烧室连通。

优选的，分级燃烧抽气循环发动机的发生器和涡轮之间连接的管道上设置有燃气调节阀。

优选的，涡轮排气冲压增推组合循环发动机的推进剂采用：液氧和液氢，液氧和甲烷，液氧和煤油，四氧化二氮和偏二甲肼组合中的任意一种。

本发明的一种航天飞行器，该航天飞行器具有本发明公开的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机。

本发明的有益效果是：

1、通过以现有的液体火箭的主发动机系统为基础，将主发动机系统的涡轮出口与吸气式冲压发动机组合起来，即将主发动机系统的涡轮出口与冲压增推系统的冲压燃烧室连通，从而实现将主发动机系统的燃气引入至冲压燃烧室内再进行燃烧，即最终由主发动机系统的产生的推力和冲压增推系统产生的推力共同作为发动机的推力，不仅避免了主发动机系统的涡轮排期损失，而且有效利用了空气中的氧气，从而提高发动机在火箭大气层飞行段的比冲性能，进而提高发动机的推进效率。

2、其次，本发明的组合循环发动机的系统相对简单、研制难度低，既可以利用大气中的氧气以提高大气层飞行段发动机比冲性能，又无需改变现有的运载火箭结构，保持较高的发动机推重比，即在保持火箭发动机高推重比的同时，提高了火箭发动机综合比冲性能，为后续研究天地往返运载器具有重要的工程意义和实用价值。

3、本发明的涡轮排气的比冲在亚燃冲压段可以提高到860s，超燃冲压段也可以达到550～600s，相比较现有技术的开式循环发动机的涡轮排气地面比冲100～120s，本发明大幅提高整机的比冲性能，达到远高于同等室压补燃循环发动机比冲性能水平。

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一些实施例，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，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机的实施例1的结构示意图。

图2为本发明的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机的实施例2的结构示意图。

图3为本发明的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机的实施例3的结构示意图。

图中：1.氧化剂泵；2.燃料副阀；3.燃料泵；4.涡轮；5.发生器；6.燃料主阀；7.冲压燃烧室；8.推力室；9.氧主阀；10.氧副阀；11.隔离阀；12.进气道；13.燃气调节阀。

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。

本发明的目的是提供一种高效的跨大气层飞行器的发动机，旨在大幅提高液体火箭发动机推进效率、解决商业运载火箭、高空巡航飞行器、可重复使用亚轨道航天飞行器跨大气层飞行器用发动机推进效率相对较低的难题。

实施例1

本实施例的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，如图1所示，包括：液体火箭的主发动机系统以及冲压增推系统，其中，冲压增推系统包括：进气管道12，进气管道12内设置有隔离阀11，进气管道12的进口与大气连通，进气管道12出口连接有冲压燃烧室7，冲压燃烧室7的出口连接有冲压尾喷管；其中，主发动机系统中的涡轮4出口的燃气喷嘴与冲压燃烧室7连通，用于将涡轮4排出的燃气引入至冲压燃烧室7内再进行燃烧。

其中，为避免冲压燃烧室7压力变化对液体火箭主发动机系统的影响，进入冲压燃烧室7的燃气喷嘴为单个或者多个音速喷嘴，单个或者多个超音速喷嘴，多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴均布设置在涡轮4出口，多个音速喷嘴构成音速喷嘴组；多个超音速喷嘴构成超音速喷嘴组；由于涡轮4出口温度超过1000K，故涡轮4出口排出的燃气可与进气管道12引入的空气自燃，即冲压燃烧室7无需点火系统，进气管道12按照一般冲压发动机进气道形式设置成突出箭体的管道式或者侧压式结构。

其中，需要说明的是，本实施例的附图1、附图2以及附图3中是以液氧与煤油推进剂组合为例的，具体的，涡轮排气冲压增推组合循环发动机的推进剂采用：液氧和液氢，液氧和甲烷，液氧和煤油，四氧化二氮和偏二甲肼组合中的任意一种。

其中，如图1所示，本实施例的主发动机系统包括：氧化剂泵1、燃料副阀2、燃料泵3、涡轮4、发生器5、氧主阀9、氧副阀10、燃料主阀6、推力室8，具体的，工作原理为开式循环液体火箭发动机的工作原理，即采用发生器5驱动涡轮4带动氧化剂泵1和燃料泵3，将氧化剂和燃料升压后分别经氧主阀9和燃料主阀6引入推力室8燃烧经推力室8的主喷管排出产生主推力，而发生器5的氧化剂和燃料则由泵后分别经氧副阀10和燃料副阀2引入，本发明与现有技术的实质区别为：即本发明与开式循环液体火箭发动机不同的是通过涡轮4之后的高温燃气不是直接排到大气或引入推力室8的主喷管后段，而是将高温燃气引入冲压增推系统的冲压燃烧室7，由冲压燃烧室7进一步燃烧后，产生的燃气经冲压增推系统的冲压尾喷管排出而产生推力，为液体火箭提供推力。

具体的，在实施例1中，本发明的涡轮排气冲压增推组合循环发动机工作原理为：启动前，打开进气道隔离阀11，主发动机系统按常规启动工作，发生器5驱动涡轮4带动氧化剂泵1和燃料泵3，氧化剂泵1和燃料泵3后对应的氧化剂、燃料各分两路，一路经氧副阀10和燃料副阀2进入发生器5维持发生器推进剂供应，另一路引入推力室8燃烧经主喷管喷出产生主推力；涡轮4之后的高温燃气经涡轮4的燃气喷嘴引入冲压增推系统的冲压燃烧室7，高温燃气与由进气道12进入的空气再次燃烧，然后，经冲压尾喷管膨胀以后产生附加推力，即本实施例中冲压燃烧室7的出口输出的推力，与发动机系统的主喷管输出的推力为并联形式，即为冲压燃烧室7的出口输出的推力，与发动机系统的主喷管输出的推力分开别为火箭发动机推力。

需要说明的是，在实施例1中：由液体火箭主发动机系统的涡轮后的富燃燃气直接引入冲压增推系统的冲压燃烧室7，即涡轮后的富燃燃气作为冲压增推系统的燃料，冲压增推系统的氧化剂则为由进气管道12引入的空气。

实施例2

具体的，如图2所示，实施例2的冲压燃烧室7为环形燃烧室，环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道12的出口、主发动机系统中的涡轮4出口的燃气喷嘴连通，本实施例2中的冲压燃烧室7的出口与主发动机系统的主喷管连通，即冲压燃烧室7产生的燃气推力和发动机系统的主喷管输出的推力形成串联，为火箭发动机提供一个合推力。

其中，冲压燃烧室7固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。

其中，主发动机系统采用开式循环液体燃料发动机。

其中，实施例2中的主发动机系统和实施例1中的主发动机系统相同，不同点在于，实施例2中的主发动机系统的通过涡轮4之后的燃气引入冲压燃烧室7，与从进气管道12引入的空气燃烧，产生的燃气经冲压燃烧室7的冲压尾喷管加速之后进入推力室8的主喷管尾段进一步膨胀，即冲压燃烧室7燃烧后产生的推力进入主发动机系统的推力室8，从而为液体火箭提供推力。

具体的，在实施例2中，本发明的涡轮排气冲压增推组合循环发动机工作原理为：启动前，打开进气道隔离阀11，主发动机系统按常规启动工作，发生器5驱动涡轮4带动氧化剂泵1和燃料泵3，氧化剂泵1和燃料泵3后对应的氧化剂、燃料各分两路，一路经氧副阀10和燃料副阀2进入发生器5维持发生器推进剂供应，另一路引入推力室8燃烧经主喷管喷出产生主推力；涡轮4之后的高温燃气经涡轮4的燃气喷嘴引入冲压增推系统的冲压燃烧室7，高温燃气与由进气道12进入的空气再次燃烧，然后产生的燃气引入推力室8，由推力室8的主喷管尾段膨胀以后产生附加推力。

在实施例1或者实施例2中，具体实施时，以液氧/煤油推进剂组合为例，按附图1所示或者图2所示的内容配置发动机，其中，液体火箭主发动机系统采用燃气发生器循环（可按一般非自燃推进剂液体火箭发动机设置需要增加必要的吹除、启动与点火系统），涡轮4的介质从发生器5引出，考虑涡轮4可承受的燃气温度上限，发生器5中氧化剂流量与燃料流量的混合比一般取0.3～0.4，对应的富燃燃气温度为1000～1100K，涡轮4之后的燃气通过燃气喷嘴（即拉瓦尔喷嘴）进入冲压燃烧室7，与由进气道12进入的空气燃烧，产生高温燃气经冲压燃烧室7的尾喷管排出。

由于涡轮排气与空气冲压燃烧可以产生超过800s的比冲，本发明涡轮排气冲压增推组合循环发动机的可以通过增加驱动涡轮的富燃燃气流量占比和降低发生器的混合比而获得比补燃循环发动机高得多的比冲性能（大气层飞行段）；按此例计算，如将驱动涡轮的燃气流量占比由4%提高到10%，发生器5的混合比取0.3，推力室8室压由12Mpa提高到18Mpa，则主推力室8地面比冲可以提高到305s，发动机整机地面比冲最高可达到366.8s，比相同推进剂补燃循环发动机的比冲高出20%以上，可以大幅提升运载火箭运载能力和运载效率。

实施例3

在实施例2的基础上，本实施例的主发动机系统采用分级燃烧抽气循环发动机；具体的，如图3所示，分级燃烧抽气循环发动机包括：氧化剂泵1、燃料副阀2、燃料泵3、涡轮4、发生器5、燃料主阀6、推力室8、氧主阀9以及氧副阀10。

具体的，为了便于调节燃气供给量，本实施例的分级燃烧抽气循环发动机的发生器5和涡轮4之间的管道上设置有燃气调节阀13，即实施例3与实施例1、实施例2的主要区别在于发生器5与推力室8为一体，且无燃料副阀，且发生器5和涡轮4之间的管道上设置燃气调节阀13。

实施例3的发动机工作原理如下：如图3所示，实施例3液体火箭主发动机系统采用分级燃烧抽气循环发动机，其中，图3中的发生器5实际为分级燃烧抽气循环推力室的富燃预燃室，涡轮4的燃气从富燃预燃室引出，经燃料副阀2进入涡轮4，涡轮4的出口通过环形均布的音速或超音速喷嘴组引入设置于喷管扩张段外壁的环形的冲压燃烧室7，而由进气通道12引入的空气则通过环形通道进入环形冲压燃烧室7；空气和富燃燃气在冲压燃烧室7燃烧之后经冲压燃烧室7出口的环形冲压尾喷管（本实施例中采用环形拉瓦尔喷嘴）进入主推力室8的主喷管进一步膨胀做功产生附加推力。

其中，如图3所示，在这个过程中，分级燃烧抽气循环发动机启动前，打开冲压增推系统的隔离阀11，分级燃烧抽气循环发动机按常规启动工作，发生器5驱动涡轮4带动氧化剂泵1和燃料泵3工作，氧化剂泵1和燃料泵3的出口各连接一路；氧化剂泵1通过一路管路经氧主阀9与推力室8连通，为推力室8提供氧化剂（液氧），氧化剂泵1与氧主阀9之间的管路连接有支管路，支管路经氧副阀10与发生器5连通；燃料泵3的出口通过一路管路经燃料主阀6与推力室8连通，发生器5侧面出口与燃气调节阀13连通，燃气调节阀13出口与涡轮4连通，涡轮4的出口经燃气喷嘴将涡轮4的出口排出的燃气送入冲压燃烧室7，经冲压燃烧室7燃烧后送入推力室8连接的主喷管内，和推力室8的燃气共同产生推力，为火箭提供动力。

需要说明的是，冲压增推系统的燃料为涡轮4做功之后的高温富燃燃气，氧化剂为进气道引入的空气。随着火箭飞行高度和马赫数的增高，冲压增推系统和通常的吸气式组合循环发动机（即本实施例的冲压增推系统）一样，经历引射增推（M＜1）、亚燃冲压（M=1～3）和超燃冲压（7＞M＞3）模态的转化；火箭飞行马赫数大于7之后，关闭进气道隔离阀11，此时，发动机转为纯火箭模式。

除本发明公开三个实施例外，液体火箭的主发动机系统也可以采用发生器循环、抽气循环、半开式富氧补燃混合循环、开式膨胀循环，所有在涡轮之后未经充分燃烧而排出的发动系统均能用于和本发明的冲压增推系统的冲压燃烧室连通，以进行再次燃烧提供动力。

综上所述，本发明实施例提供的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器，通过以现有的液体火箭的主发动机系统为基础，将主发动机系统的涡轮出口与吸气式冲压发动机组合起来，即将主发动机系统的涡轮出口与冲压增推系统的冲压燃烧室连通，即最终由主发动机系统的产生的推力和冲压增推系统产生的推力共同作为发动机的推力，从而实现将主发动机系统的燃气引入至冲压燃烧室内再进行燃烧，进而大幅提高涡轮排气在大气层飞行段的比冲性能；其次，本发明的组合循环发动机的系统相对简单、研制难度低，既可以利用大气中的氧气以提高大气层飞行段发动机比冲性能，又无需改变现有的运载火箭结构，保持较高的发动机推重比，即在保持火箭发动机高推重比的同时，提高了火箭发动机综合比冲性能，为后续研究天地往返运载器具有重要的工程意义和实用价值。

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、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (9)

1.一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，包括：液体火箭的主发动机系统，其特征在于，还包括：

冲压增推系统，所述冲压增推系统包括：进气管道（12），其内设置有隔离阀（11），其进口置于空气中，其出口连接有冲压燃烧室（7），冲压燃烧室（7）的出口用于和喷射燃气的部件连通；

其中，主发动机系统中的涡轮（4）出口的燃气喷嘴与冲压燃烧室（7）连通，用于将涡轮（4）排出的燃气引入至所述冲压燃烧室（7）内再进行燃烧。

2.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）的出口连接有冲压尾喷管。

3.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）为环形燃烧室，所述环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道（12）的出口、主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴连通。

4.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。

5.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述燃气喷嘴采用多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴，其中，多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴均布设置在涡轮（4）的出口，且音速喷嘴或超音速喷嘴的出口与环形燃烧室连通。

6.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述主发动机系统采用开式循环液体燃料发动机或者分级燃烧抽气循环发动机。

7.根据权利要求6所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，分级燃烧抽气循环发动机的发生器（5）和涡轮（4）之间的管道上设置有燃气调节阀（13）。

8.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，涡轮排气冲压增推组合循环发动机的推进剂采用：液氧和液氢，液氧和甲烷，液氧和煤油，四氧化二氮和偏二甲肼组合中的任意一种。

9.一种航天飞行器，其特征在于，具有权利要求1-8任一项所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机。