CN207093230U - 一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机 - Google Patents

Abstract

本实用新型提出了一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，在双模态超燃冲压发动机的基础上，在进气道和隔离段出口分别设计了移动挡板，在燃烧室出口设计了可抛离尾喷管喉道。使发动机实现0马赫数起动，并且能够在飞行速度Ma0‑3时工作在纯火箭模态，此时发动机性能稳定，加速过程短；在Ma3‑8时工作在双模态超燃冲压发动机模态，此时发动机比冲大，航程远，高速巡航性能优异。该发动机能够在实现宽马赫数范围工作的同时，解决现有火箭基组合循环发动机推进系统结构复杂、技术难度大的问题。

Description

一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机

技术领域

本实用新型涉及航空航天发动机技术领域，具体是一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机。

背景技术

双模态超燃冲压发动机技术是高超声速飞行器推进技术，乃至整个高超声速技术体系中的核心技术。超燃冲压发动机属于吸气式喷气发动机，但超燃冲压发动机需要在较高的飞行马赫数下才能启动工作，因此需要与其他类型的动力系统进行组合，才能在较大飞行包线内完成飞行任务。一般来说，超燃冲压发动机起始工作的下限是Ma=5左右，双模态超燃冲压发动机可以下延至Ma3左右，对于起始工作点之前则需要其他的动力装置来推动飞行器起飞和加速。

火箭基组合循环发动机推进系统（RBCC）被认为是最有可能投入使用的一种循环发动机。经过调研，早期的火箭基组合循环发动机推进系统以整体式火箭冲压发动机为代表，助推火箭与亚燃冲压发动机共用一个燃烧室。助推火箭将飞行器加速到转级点后冲压发动机开始工作。其性能优势主要是在飞行马赫数2.5-4范围内有较好的比冲性能。由于目前亚燃冲压发动机在高于马赫数4飞行时性能较差，所以这种整体式火箭冲压发动机一般工作在马赫数0-4范围内。

随着双模态超燃冲压发动机技术的发展，现有火箭基组合循环发动机推进系统能够在马赫数8以上工作。其技术特点主要是在双模态超燃冲压发动机的流道内放置增加了引射火箭，使发动机能够在Ma0-3范围内工作在引射模态。在Ma超过3后关闭火箭，双模态冲压发动机工作。在飞行器飞出大气层后关闭进气道，火箭发动机再次点火，工作在纯火箭模态。其主要不足在于，当发动机在低马赫数（引射模态）工作时，燃烧室出口气流为亚声速，而为了匹配发动机高马赫数的性能，发动机的尾喷管为扩张喷管，需要通过组织二次燃烧，形成热力学喉道，来完成气流的加速，实现该方案的技术难度非常大。另外，在Ma0-3的飞行轨道内,在冲压发动机燃烧室内组织燃烧，形成二次喉道需要极其复杂的附件系统；对引射火箭和二次组织燃烧的技术要求非常高，一旦二次燃烧没有形成热力学吼道，进入尾喷管的将是亚声速气流，会造成很大的性能损失。

实用新型内容

本实用新型提出了一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，该发动机能够实现在宽马赫数范围（马赫数0-8）内工作的同时，解决现有火箭基组合循环发动机推进系统结构复杂、技术难度大的问题。

本实用新型的技术方案为：一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，主要包括进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室、尾喷管部分和飞行器机身；所述进气道由超声速进气道和进气道开关挡板两部分组成，火箭和超燃冲压共用燃烧室由隔离段、隔离段开关挡板及点火装置、推进剂药柱和燃气通道组成；尾喷管部分由可抛喷管喉道和尾喷管组成；其特征在于：进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室和尾喷管部分依次首尾相接安装在飞行器机身上，成为一个完整的发动机，进气道开关挡板位于超声速进气道后端，进气道开关挡板后端为隔离段，隔离段开关挡板及点火装置位于隔离段出口处，推进剂药柱安装在燃气通道内，燃气通道出口后端处安装有可抛喷管喉道，尾喷管位于发动机最后端。

本实用新型所述超声速进气道采用二维混压式。

本实用新型有益效果：本实用新型所述一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机方案，在双模态超燃冲压发动机的基础上增加了两个开关挡板和可脱离喷管喉道，使发动机能够以纯火箭模态工作，将飞行器加速至转级点后，变形成为双模态超燃冲压发动机继续工作。而且本方案与现有技术相比，技术难度相对小，结构简单，易于实现。另外，本方案可实现0马赫数起动，在低马赫数飞行时，工作在纯火箭模态，发动机性能稳定，加速过程短，能够快速使飞行器加速爬升至双模态超燃冲压发动机工作的飞行条件；在高马赫数飞行时，工作在双模态超燃冲压模态，发动机比冲大，航程远，高速巡航性能优异。

附图说明

图1为发动机工作在Ma0-3范围内纯火箭模态下的整体结构图。

图2为纯火箭模态下进气道开关挡板结构图。

图3为纯火箭模态下隔离段开关挡板及点火装置结构图。

图4为飞行马赫数达到3后，进气道开关挡板打开的示意图。

图5为飞行马赫数达到3后，喷管喉道分离，脱离机体示意图。

图6为发动机工作在双模态超燃冲压模态下的整体结构图。

图中: 1.超声速进气道 2.进气道开关挡板 3.隔离段 4.隔离段开关挡板及点火装置 5.推进剂药柱 6.燃气通道 7-1.可抛喷管喉道上半部分 7-2.可抛喷管喉道下半部分 8.尾喷管 9. 飞行器机身。

具体实施方式

参阅附图1-6所示，一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，主要包括进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室、尾喷管部分和飞行器机身组成；所述进气道由超声速进气道1和进气道开关挡板2两部分组成，火箭和超燃冲压共用燃烧室由隔离段3、隔离段开关挡板及点火装置4、推进剂药柱5和燃气通道6组成；尾喷管部分由可抛喷管喉道7和尾喷管8组成；其特征在于：进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室和尾喷管部分依次首尾相接安装在飞行器机身上，成为一个完整的发动机，进气道开关挡板2位于超声速进气道1后端，进气道开关挡板2后端为隔离段3，隔离段开关挡板及点火装置4位于隔离段3出口处，推进剂药柱5安装在燃气通道6内，燃气通道6出口后端处安装有可抛喷管喉道7，可抛喷管喉道上半部分7-1与尾喷管上壁面相接，可抛喷管喉道下半部分7-2与尾喷管下壁面相接，尾喷管8位于发动机最后端。

本方案采用的二维混压式超声速进气道后端与燃烧室入口相接，燃烧室出口与扩张尾喷管进口相接，形成先收缩，后扩张的发动机内流道。机体指内流道以外的飞行器油箱、导航等附件及执行机构，机体蒙皮需要喷涂耐高温涂层，以增加飞行器的使用寿命。

本方案中，超声速进气道由进气道壁面和进气道开关挡板两部分组成。进气道开关挡板为一端铰接在进气道壁面上，另一端为楔面的直板，通过作动机构实现进气道的打开和关闭。进气道打开时，进气道开关挡板收起，开关挡板成为进气道壁面的一部分，空气气流能够进入燃烧室；进气道关闭时，进气道开关挡板支起，覆盖在燃烧室进口，阻断空气流入燃烧室。燃烧室由等直隔离段、隔离段开关挡板和推进剂药柱三部分组成。隔离段开关挡板与进气道开关挡板结构相似，是一端铰接在燃烧室下壁面，另一端为楔面的直板，通过作动机构实现隔离段的打开和关闭。点火装置与隔离段开关挡板集成在一起，保障发动机可靠点火。尾喷管由可抛喷管喉道和扩张尾喷管两部分组成，可抛喷管喉道为一对安装在燃烧室出口（与尾喷管入口为同一位置）上下壁面、一端为型面、另一端固定在壁面上的实体模块，可以通过开关和气流推力分别从尾喷管上下壁面脱离。

具体工作过程为：在飞行速度Ma0-3范围内进气道开关挡板和隔离段开关挡板关闭，双模态超燃冲压发动机燃烧室和带喷管喉道的尾喷管构成火箭推力室，推进剂在燃烧室内燃烧，高温高压燃气在喷管喉道处加速至音速后流入尾喷管扩张段，从而使高温高压燃气得到充分加速，充分发挥推力性能，此阶段工作在纯火箭模态。在Ma超过3后，进气道开关挡板和隔离段开关挡板打开，尾喷管喉道利用气流推力实现脱落，发动机成为双模态超燃冲压发动机，最大飞行马赫数可达8以上。

参阅附图，本发明所述一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机在起动阶段，进气道开关挡板2和隔离段开关挡板3关闭，发动机工作在纯火箭模态，参阅图1-图3。此时推进剂在燃烧室燃烧，燃烧产生的亚音速高温高压燃气在喷管喉道6加速至超音速后流入扩张尾喷管7继续加速并产生推力，充分发挥火箭的推力性能。

发动机火箭模态将飞行器加速至Ma3后，进气道开关挡板2和隔离段开关挡板3打开，参阅图4，由于挡板的移动方向与气流的推力一致，所以开关挡板结构简单，对作动机构要求较低；另外，喷管喉道6脱落，参阅图5，同样利用气流推力实现脱落，结构简单，易于实现。飞行器进入双模态超燃冲压发动机工作状态，参阅图6。此时的飞行器内流道完全为双模态超燃冲压发动机内流道，没有任何多余结构，成为完全的双模态超燃冲压发动机，保障了高马赫数时的发动机性能，拥有优异的高速巡航性能。

Claims (2)

1.一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，主要包括进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室、尾喷管和飞行器机身；所述进气道由超声速进气道和进气道开关挡板两部分组成，火箭和超燃冲压共用燃烧室由隔离段、隔离段开关挡板及点火装置、推进剂药柱和燃气通道组成；尾喷管由可抛喷管喉道和尾喷管组成；其特征在于：进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室和尾喷管部分依次首尾相接安装在飞行器机身上，成为一个完整的发动机，进气道开关挡板位于超声速进气道后端，进气道开关挡板后端为隔离段，隔离段开关挡板及点火装置位于隔离段出口处，推进剂药柱安装在燃气通道内，燃气通道出口后端处安装有可抛喷管喉道，尾喷管位于发动机最后端。

2.根据权利要求1所述的一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，其特征在于：所述超声速进气道采用二维混压式。