CN216691282U - 分排空气涡轮火箭组合推进系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型涉及一种分排空气涡轮火箭组合推进系统，包括由火箭燃气发生器及同轴设置的涡轮和压气机组成的空气涡轮火箭发动机的核心机，核心机设置在发动机机匣内；火箭燃气发生器与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器工作时产生的富燃燃气驱动涡轮带动压气机，压气机吸入空气并增压，增压后的空气直接进入第一燃烧室，并在第一燃烧室中与喷入第一燃烧室的燃料燃烧放热，燃气经过外喷管膨胀做功产生推力；同时，在涡轮后的燃气进入第二燃烧室燃烧，之后直接由内喷管喷出产生推力。本实用新型能够解决燃气发生器压强高的问题，代替传统的燃气和空气的掺混，拓宽发动机工作速域。

Description

分排空气涡轮火箭组合推进系统

技术领域

本实用新型涉及一种吸气式推进系统，尤其涉及一种空气涡轮火箭组合推进系统。

背景技术

随着人类对速度的追求，发动机的工作范围越来越宽，飞行器对发动机的要求也越来越高，宽速域，零速起动、性能好等。这都要求提高发动机对不同速度的适应性，1932年美国火箭之父戈达德提出了空气涡轮火箭发动机(ATR)，作为一种速域较为宽的发动机，在导弹上具有一定的应用。作为一种在Ma0-Ma3工作的发动机不一定能够满足现在的宽范围工作状态。主要是由于发动机燃气发生器在高马赫工作时，燃气发生器的室压过高，导致发动机设计难度提高。这个室压过高的问题限制ATR发动机的工作速域。

美国于1966年申请了专利号为US3237400A的涡轮火箭发动机，该发动机只需要携带液氢燃料，将进气道附近的空气吸入供应系统用液氢冷却然后将冷却空气和氢气作为火箭发动机的燃料，不需要像传统ATR发动机一样携带氧化剂，增加了发动机的工作时间，这样带来了燃气发生器压强高的问题。

公开专利号为CN103437914A实用新型出一种变循环ATR发动机，该发动机既可以短时间高速机动，又可以长时间低速经济巡航，同时具有比较快的起动性能。该实用新型以航空发动机为基础，将燃气发生器加入到航空发动机的涡轮前面。高速机动状态时，燃气发生器产生的燃气带动叶尖涡轮，叶尖涡轮带动压气机工作。长时间低速经济巡航状态以航空发动机形式进行工作。此方案没有从根本上解决燃气发生器压强不匹配的问题。

专利号CN 106050472 A实用新型出一种ATR并联组合发动机，该发动机低速以ATR发动机工作，高速以RBCC发动机工作，拓宽了发动机工作范围。但是本质上没有解决ATR发动机燃气发生器压强高的问题。

吸气式涡轮火箭发动机或者改型都存在燃气发生器压强过高的问题，这样严重影响到了发动机的工作速域，同时过高的压强增加了制造的难度，且目前还没有关于分别排气的ATR推进系统的学位论文与学术论文。

发明内容

本实用新型的目的在于避免现有技术的不足提供一种能够解决燃气发生器压强高的问题，代替传统的燃气和空气的掺混，拓宽发动机工作速域的分排空气涡轮火箭组合推进系统。

为实现上述目的，本实用新型采取的技术方案为：一种分排空气涡轮火箭组合推进系统，包括由火箭燃气发生器及同轴设置的涡轮和压气机组成的空气涡轮火箭发动机的核心机，所述的核心机设置在发动机机匣内；

所述的火箭燃气发生器设置在所述压气机后，在所述的火箭燃气发生器外围对应设置有第一燃烧室；在所述火箭燃气发生器后设置的涡轮的出口处设置有第二燃烧室；所述的火箭燃气发生器与压气机相互独立设置；

所述第二燃烧室的尾喷管为内喷管，所述第一燃烧室的尾喷管为外喷管；所述的外喷管设置在内喷管的外围；

所述的火箭燃气发生器与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器工作时产生的富燃燃气驱动涡轮带动压气机，压气机吸入空气并增压，增压后的空气直接进入第一燃烧室，并在第一燃烧室中与喷入第一燃烧室的燃料燃烧放热，燃气经过外喷管膨胀做功产生推力；同时，在涡轮后的燃气进入第二燃烧室燃烧，之后直接由内喷管喷出产生推力。

进一步的，所述第一燃烧室为双壁结构，第一燃烧室的外壁即为所述的发动机机匣，第一燃烧室的内壁即为所述第二燃烧室的外壁。

进一步的，在所述内喷管的内壁上设有与所述外喷管内壁对应的喉道。

进一步的，所述的压气机、涡轮、第一燃烧室、第二燃烧室、外喷管及内喷管均同轴设置。

本实用新型的有益效果是：与现有技术相比，本实用新型能够增加发动机工作速域，简化了发动机的循环和部件的结构，采用分排方式代替了传统的燃气和空气的掺混，减少了发动机平衡条件，减小了发动机燃气发生器的压强，降低了燃气发生器和总体发动机的设计难度。涡轮出口以环境压强排出，分排的发动机的燃气发生器压强需求小，在相同的燃气发生器压强下拓宽了发动机工作速域。

附图说明

图1是本实用新型的结构示意图。

1.压气机；2.燃气发生器；3.涡轮；41.第一燃烧室；42.第二燃烧室；5.外尾喷管；6.内尾喷管；7.发动机机匣；8.燃烧室内壁；9.内尾喷管喉道。

具体实施方式

以下结合附图对本实用新型的原理和特征进行描述，所举实例只用于解释本实用新型，并非用于限定本实用新型的范围。

ATR发动机目前存在一些难题，主要在燃气发生器的室压限制导致发动机飞行马赫数不能高于3Ma，尽管可以通过发动机的几何和循环参数的调节进行调整，但是不能根本上解决发动机燃气发生器室压过高的问题，为了解决上述问题，本实用新型提供一下具体实施方式：

实施例1：一种分排空气涡轮火箭组合推进系统，包括由火箭燃气发生器2及同轴设置的涡轮3和压气机1组成的空气涡轮火箭发动机的核心机，核心机设置在发动机机匣7内；

火箭燃气发生器2设置在压气机1后，在火箭燃气发生器2外围对应设置有第一燃烧室41；在火箭燃气发生器2后设置的涡轮3的出口处设置有第二燃烧室42；火箭燃气发生器2与压气机1相互独立设置；

第二燃烧室42的尾喷管为内喷管6，第一燃烧室41的尾喷管为外喷管5；外喷管5设置在内喷管6的外围；

火箭燃气发生器2与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器2工作时产生的富燃燃气驱动涡轮3带动压气机1，压气机1吸入空气并增压，增压后的空气直接进入第一燃烧室41，并在第一燃烧室41中与喷入第一燃烧室41的燃料燃烧放热，燃气经过外喷管5膨胀做功产生推力；同时，在涡轮3后的燃气进入第二燃烧室42燃烧，之后直接由内喷管6喷出产生推力。

第一燃烧室41为双壁结构，第一燃烧室41的外壁即为发动机机匣7，第一燃烧室41的内壁即为第二燃烧室42的外壁。在内喷管6的内壁上设有与外喷管5内壁对应的喉道9。

压气机1、涡轮3、第一燃烧室41、第二燃烧室42、外喷管5及内喷管6均同轴设置。

压气机1和涡轮3通过轴连接，燃气发生器2在压气机1和涡轮3之间，第一燃烧室41与压气机1相连，在压气机1后，第一燃烧室41和外喷管5相连，涡轮3后是内喷管6，所有部件的轴心在一条直线。

本实施例的工作方式：

空气涡轮火箭发动机的燃气发生器2产生高温、高压燃气带动涡轮3转动，涡轮3通过轴带动压气机1转动，将功传递给压气机1。压气机1吸入空气，将空气压缩。被压缩的空气流动到第一燃烧室41，在第一燃烧室41中与喷入第一燃烧室41的燃料燃烧放热。燃气经过外喷管5膨胀做功产生推力。涡轮3后的燃气直接通过第二燃烧室42流出内喷管6。

以上所述仅为本实用新型的较佳实施例，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。

Claims (4)

1.一种分排空气涡轮火箭组合推进系统，其特征在于，包括由火箭燃气发生器(2)及同轴设置的涡轮(3)和压气机(1)组成的空气涡轮火箭发动机的核心机，所述的核心机设置在发动机机匣(7)内；

所述的火箭燃气发生器(2)设置在所述压气机(1)后，在所述的火箭燃气发生器(2)外围对应设置有第一燃烧室(41)；在所述火箭燃气发生器(2)后设置的涡轮(3)的出口处设置有第二燃烧室(42)；所述的火箭燃气发生器(2)与压气机(1)相互独立设置；

所述第二燃烧室(42)的尾喷管为内喷管(6)，所述第一燃烧室(41)的尾喷管为外喷管(5)；所述的外喷管(5)设置在内喷管(6)的外围；

所述的火箭燃气发生器(2)与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器(2)工作时产生的富燃燃气驱动涡轮(3)带动压气机(1)，压气机(1)吸入空气并增压，增压后的空气直接进入第一燃烧室(41)，并在第一燃烧室(41)中与喷入第一燃烧室(41)的燃料燃烧放热，燃气经过外喷管(5)膨胀做功产生推力；同时，在涡轮(3)后的燃气进入第二燃烧室(42)燃烧，之后直接由内喷管(6)喷出产生推力。

2.如权利要求1所述的分排空气涡轮火箭组合推进系统，其特征在于，所述第一燃烧室(41)为双壁结构，第一燃烧室(41)的外壁即为所述的发动机机匣(7)，第一燃烧室(41)的内壁即为所述第二燃烧室(42)的外壁。

3.如权利要求1所述的分排空气涡轮火箭组合推进系统，其特征在于，在所述内喷管(6)的内壁上设有与所述外喷管(5)内壁对应的喉道(9)。

4.如权利要求1-3任一所述的分排空气涡轮火箭组合推进系统，其特征在于，所述的压气机(1)、涡轮(3)、第一燃烧室(41)、第二燃烧室(42)、外喷管(5)及内喷管(6)均同轴设置。

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