CN201105808Y - 一种吸气式火箭组合循环发动机 - Google Patents

Abstract

一种吸气式火箭组合循环发动机应用于空天飞机和航天运载器的组合发动机技术领域，它包括涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机，涡轮发动机采用中空轴设计，并引入基于激波压缩技术的旋转冲压压缩转子替代现有压气机作为压缩部件，火箭发动机内嵌于涡轮发动机的进气锥、中空轴和尾喷管的整流锥中，在涡轮发动机工作时，闭合的火箭发动机可调尾喷管用作涡轮发动机的整流锥；涡轮发动机和冲压发动机与飞行器机体一体化设计，飞行器前机体对进入涡轮发动机或冲压发动机的气流进行预压缩。本实用新型的有益效果是：具有可重复使用、结构紧凑、重量轻的优点，并综合了涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机单独工作时的优点，同时弥补了各自的不足之处。

Description

一种吸气式火箭组合循环发动机

技术领域

本实用新型涉及一种组合发动机，尤其涉及一种应用于空天飞机和航天运载器的可重复使用的吸气式-火箭组合循环(Air-breathing-Rocket Combined Cycle，简称ARCC)发动机。

背景技术

目前，空天飞机和航天运载器常用的推进系统(发动机)主要有火箭发动机和冲压发动机。火箭发动机是到目前为止技术最为成熟的一种发动机，其优点是：不依赖大气中的氧，而是自身携带推进剂(含氧化剂和燃料)作为能源，可以在大气层内外工作，并且还不受飞行器飞行速度的影响；其缺点是：需要自带大量的氧化剂，通常氧化剂的重量大约占总起飞重量的三分之二，其比冲比较低，有效载荷小，飞行成本高、时间短，并且一般不可重复使用。冲压发动机的优点是：构造简单，重量比较轻，使用维修方便，成本低，比冲大，有效载荷大，其缺点是：不能自行起动，并且低速时效率低下；虽然可以采用助推装置克服冲压发动机不能自行起动和低速时效率低下的缺点，但是，这无疑会增加整个推进系统的重量，并且使整个推进系统的结构变得复杂化。

发明内容

本实用新型的目的是提供一种吸气式-火箭组合循环(ARCC)发动机，其具有可重复使用、工作范围广、结构紧凑、重量轻的优点，并综合了基于旋转冲压压缩技术的涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机单独工作时的优点、同时弥补了各自的不足之处。

为了达到上述目的，本实用新型的技术方案如下：

一种吸气式-火箭组合循环(ARCC)发动机，主要由基于旋转冲压压缩技术的涡轮发动机3、火箭发动机5和冲压发动机16组成，涡轮发动机3安装在飞行器机体2的内部或下部，通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体2相连接，在涡轮发动机3安装在飞行器机体2的下部时，涡轮发动机3的外机匣也可以与飞行器机体2一体化设计与加工；火箭发动机5安装在涡轮发动机进气锥4、涡轮发动机中空轴和涡轮发动机尾喷管11的整流锥内，通过螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机3相连接，并且火箭发动机5的结构设计为可以随时拆卸和更换的形式，火箭发动机5的燃烧室安装在涡轮发动机进气锥4和涡轮发动机中空轴内，火箭发动机可调尾喷管10安装在涡轮发动机尾喷管11的整流锥内，并与涡轮发动机尾喷管11和飞行器后体相匹配；冲压发动机16安装在飞行器机体2的下部或内部，与飞行器一体化设计，或者，冲压发动机16通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器相连接；涡轮发动机进气道1、飞行器尾喷管12和飞行器可调尾缘13都是飞行器机体2的一部分，冲压发动机可调尾缘14、涡轮发动机尾喷管可调挡板15、冲压发动机外机体17、冲压发动机可调前缘18、涡轮发动机进口可调挡板20与飞行器机体2为一体化设计；支板19通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机进气锥4和飞行器机体2相连接；导流叶栅6安装在涡轮发动机进气锥4的后端，并通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体2相连接；单级或多级的旋转冲压压缩转子7、涡轮发动机燃烧室8、涡轮9、涡轮发动机尾喷管11安装在导流叶栅6的后端，旋转冲压压缩转子7通过连接键或轴承与涡轮发动机3的中空轴相连接，涡轮发动机燃烧室8通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体2相连接，涡轮9安装在与旋转冲压压缩转子7相匹配的轴上，并通过连接键或轴承与该相匹配的轴连接，火箭发动机可调尾喷管10与涡轮发动机尾喷管11和飞行器尾喷管12匹配连接。

上述旋转冲压压缩转子7主要由中空轴、密封装置、轮盘和进气流道组成，密封装置设置在轮毂的两侧边缘上和套筒或中空轴上；轮盘可以与中空轴做成一体，或者通过连接键或轴承与中空轴相连接；进气流道位于轮盘外缘上，由隔板、亚音扩压器、气流压缩面、轮盘外缘和外机匣组成，螺旋形隔板以一定的角度均匀安装在轮盘外缘上，隔板的安装角度可根据燃气轮机的流量需求和压缩转子轴向尺寸的限制来确定，亚音扩压器和气流压缩面设置在两个相邻隔板互相重叠的区域，并且亚音扩压器和气流压缩面的长度不超过两相邻隔板重叠的长度，亚音扩压器和气流压缩面之间可以一体化设计或单独设计与加工，然后通过铆接或焊接或螺栓或销钉或螺钉与轮盘相连接，隔板、亚音扩压器、气流压缩面可以与轮盘一体化设计、加工，也可以分别单独加工，然后通过铆接或焊接或螺栓或销钉或螺钉与轮盘相连接，外机匣是压缩转子进气流道的顶壁，它是静止的，不随压缩转子旋转。

上述火箭发动机5可以采用固体火箭发动机或液体火箭发动机或其它类型的火箭发动机。

本实用新型的有益效果如下：火箭发动机通过螺栓等与涡轮发动机相连接，其结构设计为可以随时拆卸和更换的形式，使得本实用新型具有可重复使用、工作范围广的优点；涡轮发动机采用中空轴设计，火箭发动机位于中空轴内，使得本实用新型具有结构紧凑、重量轻的优点；此外，本实用新型综合了基于旋转冲压压缩技术的涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机单独工作时的优点，同时弥补了各自的不足之处。

附图说明

图1是本实用新型的一种吸气式固体火箭组合循环发动机的结构示意图。

图2是本实用新型的一种吸气式液体火箭组合循环发动机的结构示意图。

图中：1、涡轮发动机进气道，2、飞行器机体，3、涡轮发动机，4、涡轮发动机进气锥，5、火箭发动机，6、导流叶栅，7、旋转冲压压缩转子，8、涡轮发动机燃烧室，9、涡轮，10、火箭发动机可调尾喷管，11、涡轮发动机尾喷管，12、飞行器尾喷管，13、飞行器可调尾缘，14、冲压发动机可调尾缘，15、涡轮发动机尾喷管可调挡板，16、冲压发动机，17、冲压发动机外机体，18、冲压发动机可调前缘，19、支板，20、涡轮发动机进口可调挡板。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步详细地描述：

如图1至图2所示，本实用新型的ARCC发动机是在考虑发动机与飞行器一体化设计的基础上，采用基于旋转冲压压缩技术的涡轮发动机3、火箭发动机5和冲压发动机16组合而成。涡轮发动机3采用中空轴设计，并引入基于激波压缩技术的旋转冲压压缩转子7替代现有压气机作为压缩部件。火箭发动机5内嵌于涡轮发动机的进气锥4、中空轴和尾喷管11的整流锥内，在涡轮发动机3工作时，闭合的火箭发动机可调尾喷管10用作涡轮发动机3的整流锥。涡轮发动机3和冲压发动机16与飞行器前机体一体化设计，飞行器前机体对进入涡轮发动机3或冲压发动机16的气流进行预压缩。涡轮发动机进气道1设有与飞行器前机体一体化设计的涡轮发动机进口可调挡板20，冲压发动机的前缘18设计为可调结构。飞行器后机体与涡轮发动机3、火箭发动机的尾喷管10和冲压发动机的尾缘14进行一体化设计。涡轮发动机的尾喷管11设计为可调结构，并与火箭发动机的可调尾喷管10合理匹配，同时冲压发动机16采用可调尾缘14，以使分别从涡轮发动机3、火箭发动机尾喷管10和冲压发动机尾缘14排出的气流能够利用飞行器后机体充分膨胀。

本实用新型的ARCC发动机的工作过程为：飞行器从地面起飞时，采用旋转冲压压缩技术的单轴或多轴涡轮发动机3开始工作，气流经过单级或多级旋转冲压压缩转子7增压后，进入燃烧室8与燃料混合，然后再经涡轮9膨胀，由尾喷管11喷出产生推力。在飞行器的飞行马赫数接近转接马赫数时，通过作动系统调节与飞行器前机体一体化设计的涡轮发动机进气道1的进口可调挡板20，逐渐关闭涡轮发动机进气道1，进而逐渐关闭涡轮发动机3。与此同时，冲压发动机16开始点火。在涡轮发动机3开始关闭到完全关闭这一段时间，涡轮发动机3和冲压发动机16处于共同工作状态。随后，飞行器在冲压发动机16的推进下继续飞行，当飞行环境的空气压力和密度不再适合冲压发动机16工作时，关闭冲压发动机16，飞行器靠惯性飞行。飞行器飞行一段距离后，火箭发动机的可调尾喷管10在作动系统的作用下，逐渐打开，同时火箭发动机5开始点火，从而推动飞行器达到工作高度。飞行器在返回过程中，飞行器先做无动力滑翔至特定高度，此后及近地飞行时，在有预留燃料的情况下，如果需要飞行器做有动力机动飞行，可以重新起动冲压发动机16或涡轮发动机3。

Claims (2)

1、一种吸气式火箭组合循环发动机，主要由基于旋转冲压压缩技术的涡轮发动机(3)、火箭发动机(5)和冲压发动机(16)组成，其特征在于，涡轮发动机(3)安装在飞行器机体(2)的内部或下部，通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体(2)相连接；火箭发动机(5)安装在涡轮发动机进气锥(4)、涡轮发动机中空轴和涡轮发动机尾喷管(11)的整流锥内，通过螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机(3)相连接，火箭发动机(5)的燃烧室安装在涡轮发动机进气锥(4)和涡轮发动机中空轴内，火箭发动机可调尾喷管(10)安装在涡轮发动机尾喷管(11)的整流锥内，并与涡轮发动机尾喷管(11)和飞行器后体匹配连接；冲压发动机(16)安装在飞行器机体(2)的下部或内部，与飞行器一体化设计，或者，冲压发动机(16)通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器相连接；冲压发动机可调尾缘(14)、涡轮发动机尾喷管可调挡板(15)、冲压发动机外机体(17)、冲压发动机可调前缘(18)、涡轮发动机进口可调挡板(20)与飞行器机体(2)为一体化设计；支板(19)通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机进气锥(4)和飞行器机体(2)相连接；导流叶栅(6)安装在涡轮发动机进气锥(4)的后端，并通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体(2)相连接；旋转冲压压缩转子(7)、涡轮发动机燃烧室(8)、涡轮(9)、涡轮发动机尾喷管(11)安装在导流叶栅(6)的后端，旋转冲压压缩转子(7)通过连接键或轴承与涡轮发动机(3)的中空轴相连接，涡轮发动机燃烧室(8)通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体(2)相连接，涡轮(9)安装在与旋转冲压压缩转子(7)相匹配的轴上，并通过连接键或轴承与该相匹配的轴连接，火箭发动机可调尾喷管(10)与涡轮发动机尾喷管(11)和飞行器尾喷管(12)匹配连接。

2、如权利要求1所述的一种吸气式火箭组合循环发动机，其特征在于，所述的火箭发动机(5)为固体火箭发动机或液体火箭发动机或其它类型的火箭发动机。

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