CN207920737U - 一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机 - Google Patents

一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机 Download PDF

Info

Publication number
CN207920737U
CN207920737U CN201721901387.3U CN201721901387U CN207920737U CN 207920737 U CN207920737 U CN 207920737U CN 201721901387 U CN201721901387 U CN 201721901387U CN 207920737 U CN207920737 U CN 207920737U
Authority
CN
China
Prior art keywords
channel
rocket
turbine
jet pipe
ram
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201721901387.3U
Other languages
English (en)
Inventor
朱剑锋
施崇广
尤延铖
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xiamen University
Original Assignee
Xiamen University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xiamen University filed Critical Xiamen University
Priority to CN201721901387.3U priority Critical patent/CN207920737U/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN207920737U publication Critical patent/CN207920737U/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Abstract

一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机，涉及组合发动机。设有三维内转进气道、涡轮通道、冲压火箭组合通道和尾喷管；三维内转进气道设有两个出口，一个接涡轮通道，另一个接冲压火箭组合通道；涡轮通道和冲压火箭组合通道共用尾喷管；三维内转进气道和尾喷管设有2个分流板；所述涡轮通道设有涡轮发动机，冲压火箭组合通道设有冲压通道和引射火箭通道，所述引射火箭通道设有中心锥、火箭和亚燃燃烧室，所述中心锥的位置控制引射火箭通道的工作状态；冲压通道与引射火箭通道出口设有超燃燃烧室；所述尾喷管还设有喉道面积调节板，保证冲压火箭组合通道在不同来流马赫数状态下可以正常工作。

Description

一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机
技术领域
本实用新型涉及组合发动机，尤其是涉及一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机。
背景技术
高超声速飞行被誉为继螺旋桨推进飞行和喷气推进飞行之后航空史上的第三次“革命”，是21世纪航空、航天科学技术的制高点(1、王旭豪,王文发,王兆雷.高超声速飞行器的特点及其对未来作战的影响[J].飞航导弹,2011(5):26-28)。当前，空天飞行器的学术研究前沿热点正在从超燃冲压发动机的研制转向能够实现水平起飞、自主加速到高超声速的组合动力系统的研制(2、刘大响,陈光.21世纪的航空发动机(下)[J].航空知识,2004(6):34-37)。其中涡轮基组合动力已成为组合动力的研制重点。涡轮基组合动力TBCC是以低速(Ma0～Ma2)涡轮发动机为基础，集成高速(Ma3～Ma8)冲压发动机形成的宽速域高超声速动力系统。它具有比冲高、飞行速度范围广、重复使用等优势，是全速域高超声速飞行最为理想的航空动力推进系统(王芳,高双林.高超声速巡航导弹理想动力系统——TBCC发动机及其关键技术[J].飞航导弹,2007(11):49-53)。
但在马赫2～3范围内，TBCC动力系统存在涡轮发动机工作马赫数“上不去”、冲压发动机工作马赫数“下不来”的问题；且在模态转换过程TBCC动力系统难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”。此外，现阶段亚燃冲压发动机工作马赫数集中在Ma3-5，超燃冲压发动机工作马赫数为Ma5-8。为实现Ma3-8速域范围内的冲压发动机工作，现阶段的主要措施是采用双模态超燃冲压发动机，其在Ma3-5状态燃烧室进口马赫数为亚声速，Ma5以上为超音速。然而目前双模态超燃冲压发动机技术成熟度较低，且离工程实践较远。
发明内容
本实用新型的目的旨在针对涡轮-冲压、亚燃-超燃模态转换过程中的问题，提供一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机。
本实用新型设有三维内转进气道、涡轮通道、冲压火箭组合通道和尾喷管；所述三维内转进气道设有两个出口，其中一个出口接涡轮通道，另一个出口接冲压火箭组合通道；涡轮通道和冲压火箭组合通道共用一个尾喷管；三维内转进气道和尾喷管分别设有第1分流板和第2分流板，第1分流板和第2分流板的位置取决于涡轮通道和冲压火箭组合通道的工作状态；所述涡轮通道设有涡轮发动机，冲压火箭组合通道设有冲压通道和引射火箭通道，所述引射火箭通道设有中心锥、火箭和亚燃燃烧室，所述中心锥的位置控制引射火箭通道的工作状态；冲压通道与引射火箭通道出口设有超燃燃烧室；所述尾喷管还设有喉道面积调节板，保证冲压火箭组合通道在不同来流马赫数状态下可以正常工作。
本实用新型通过一种引入火箭进行涡轮-冲压推力桥接、超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机，该组合发动机通过形成动力混用(涡轮/冲压/火箭)及引射火箭冲压与超燃冲压集成的流道形式，可有效跨越推力鸿沟及降低三动力系统复杂度。该组合发动机汇集涡轮发动机高比冲、冲压发动机高马赫数和火箭发动机全速域的优点于一身，具有技术难度适中、可重复使用等优点。
本实用新型的优点为：本实用新型所述带双模态燃烧室的三动力组合发动机同时兼顾了宽速域飞行和高性能的特点。既解决了Ma2～3情况下推力鸿沟问题，又解决了亚燃燃烧室和超燃燃烧室共存的问题。本实用新型结构简单，工作速域宽。进气道为三维内转进气道可保证设计状态全流量捕获来流，增大发动机推力的同时减小外流阻力；在低马赫数情况下又能自动调整溢流，拓宽进气道的工作马赫数范围。依靠超燃亚燃共存的双燃烧室，以及三种动力发动机组合，从而在不降低推力性能的情况下完成宽速域Ma0～Ma8的飞行要求。
附图说明
图1是本实用新型的整体结构示意图。
图2是本实用新型的发动机超燃-亚燃通道局部放大图。
具体实施方式
以下实施例将结合附图对本实用新型作进一步的说明。
如图1和2所示，本实用新型实施例设有三维内转进气道1、涡轮通道2、冲压火箭组合通道3和尾喷管4；所述三维内转进气道1设有两个出口，其中一个出口接涡轮通道2，另一个出口接冲压火箭组合通道3；涡轮通道2和冲压火箭组合通道3共用一个尾喷管4；三维内转进气道1和尾喷管4分别设有第1分流板5和第2分流板7，第1分流板5和第2分流板7的位置取决于涡轮通道2和冲压火箭组合通道3的工作状态；所述涡轮通道2设有涡轮发动机9，冲压火箭组合通道3设有冲压通道12和引射火箭通道6，所述引射火箭通道6设有中心锥14、火箭11和亚燃燃烧室10，所述中心锥14的位置控制引射火箭通道6的工作状态；冲压通道12与引射火箭通道6出口设有超燃燃烧室13；所述尾喷管4还设有喉道面积调节板8，保证冲压火箭组合通道3在不同来流马赫数状态下可以正常工作。
本实用新型在保持宽速域飞行和高推力优点的同时，实现了两种模态燃烧室的共存，从而提高推进系统的总体性能。并且结构简单，易于设计。
本实用新型的三维内转进气道有两个出口，一个接涡轮通道，另一个接冲压火箭组合通道。涡轮通道和冲压火箭组合通道共用一个尾喷管。三维内转进气道和尾喷管均设有分流板，分流板位置取决于涡轮通道和冲压火箭通道工作状态。涡轮通道设有涡轮发动机。冲压火箭组合通道设有冲压通道和引射火箭通道。引射火箭通道由中心锥、火箭和亚燃燃烧室组成，中心锥的位置控制引射火箭通道的工作状态。冲压通道与引射火箭通道出口设有超燃燃烧室。尾喷管还设有喉道面积调节板，保证冲压火箭组合通道在不同来流马赫数状态下可以正常工作。引射火箭通道的存在解决了低马赫数冲压发动机不起动无法产生推力的问题，起到了推力连续的作用。而冲压通道接超燃燃烧室，保证了发动机在高马赫数下(Ma5～Ma8)，即燃烧室入口为超声速条件下，仍能正常工作产生推力。

Claims (1)

1.一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机，其特征在于设有三维内转进气道、涡轮通道、冲压火箭组合通道和尾喷管；所述三维内转进气道设有两个出口，其中一个出口接涡轮通道，另一个出口接冲压火箭组合通道；涡轮通道和冲压火箭组合通道共用一个尾喷管；三维内转进气道和尾喷管分别设有第1分流板和第2分流板；所述涡轮通道设有涡轮发动机，冲压火箭组合通道设有冲压通道和引射火箭通道，所述引射火箭通道设有中心锥、火箭和亚燃燃烧室，所述中心锥的位置控制引射火箭通道的工作状态；冲压通道与引射火箭通道出口设有超燃燃烧室；所述尾喷管还设有喉道面积调节板。
CN201721901387.3U 2017-12-29 2017-12-29 一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机 Active CN207920737U (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201721901387.3U CN207920737U (zh) 2017-12-29 2017-12-29 一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201721901387.3U CN207920737U (zh) 2017-12-29 2017-12-29 一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN207920737U true CN207920737U (zh) 2018-09-28

Family

ID=63615790

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201721901387.3U Active CN207920737U (zh) 2017-12-29 2017-12-29 一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN207920737U (zh)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109098859A (zh) * 2018-08-13 2018-12-28 厦门大学 一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法
CN109340818A (zh) * 2018-09-29 2019-02-15 南京航空航天大学 一种具有引导燃烧室的发动机燃烧室
CN109408993A (zh) * 2018-11-02 2019-03-01 厦门大学 一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法
CN109538377A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 厦门大学 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法
CN113123899A (zh) * 2021-04-19 2021-07-16 中国人民解放军国防科技大学 一种中心引射火箭、rbcc发动机及其燃料喷注方法

Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109098859A (zh) * 2018-08-13 2018-12-28 厦门大学 一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法
CN109098859B (zh) * 2018-08-13 2019-10-18 厦门大学 一种高超声速内并联三通道进气道调节机构设计方法
CN109340818A (zh) * 2018-09-29 2019-02-15 南京航空航天大学 一种具有引导燃烧室的发动机燃烧室
CN109340818B (zh) * 2018-09-29 2019-08-23 南京航空航天大学 一种具有引导燃烧室的发动机燃烧室
CN109408993A (zh) * 2018-11-02 2019-03-01 厦门大学 一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法
CN109538377A (zh) * 2018-11-15 2019-03-29 厦门大学 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法
CN109538377B (zh) * 2018-11-15 2020-03-27 厦门大学 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法
CN113123899A (zh) * 2021-04-19 2021-07-16 中国人民解放军国防科技大学 一种中心引射火箭、rbcc发动机及其燃料喷注方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN207920737U (zh) 一种带超燃与亚燃双燃烧室的三动力组合发动机
CN108561244B (zh) 一种超燃与亚燃燃烧室共存的三动力组合发动机设计方法
USRE43731E1 (en) Integrated air inlet system for multi-propulsion aircraft engines
US7886516B2 (en) Combined cycle integrated combustor and nozzle system
EP1746523B1 (en) Method of designing a hypersonic inlet for an aircraft and system therefor
US10690089B2 (en) TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket
US8292217B2 (en) Hypersonic inlet systems and methods
US8256203B1 (en) Rocket based combined cycle propulsion unit having external rocket thrusters
EP2350445B1 (en) Method and system for altering engine air intake geometry
US9863366B2 (en) Exhaust nozzle apparatus and method for multi stream aircraft engine
CN112627981B (zh) 一种用于rbcc发动机的轴对称内并联式双模态进气道及控制方法
CN214403792U (zh) 一种串并混联的三动力组合发动机
EP3597895A1 (en) Supersonic aircraft turbofan engine
Gamble et al. Improving off-design nozzle performance using fluidic injection
CN111878252A (zh) 进气道引射喷管模型及涡扇发动机模型
CN106168185A (zh) 空气涡轮冲压组合发动机及其工作方法
US4224790A (en) Jet engine
US2401941A (en) Exhaust thrust augmenter
US9422887B2 (en) Device for reducing the noise emitted by the jet of an aircraft propulsion engine
CN109538377B (zh) 共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机设计方法
US2421518A (en) Jet propulsion
Shi et al. Numerical study of a boundary layer bleedfor a rocket-based combined-cycle inlet in ejector mode
US3187501A (en) Method of and apparatus for augmenting thrust and suppressing sound in aircraft, rockets, and the like
US7849670B2 (en) Propulsion system with integrated rocket accelerator
CN105927421A (zh) 文丘里喷气发动机

Legal Events

Date Code Title Description
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant