[發明專利]一種吸氣式火箭組合動力裝置

有效

• 申請號: 201610829067.5
• 申請日: 2016-09-18
• 公開（公告）號: CN106286012B
• 公開（公告）日: 2018-04-10
• 發明（設計）人: 劉倩;聶嵩;潘亮;丁兆波;王洋洲;潘剛;左安軍
• 申請（專利權）人: 北京航天動力研究所
• 主分類號: F02K7/00
• 分類號: F02K7/00;F02K9/00;F02K1/78;F02C3/14
• 代理公司: 中國航天科技專利中心11009
• 代理人: 陳鵬

技術領域

本發明屬于先進組合動力推進技術領域，具體地涉及一種應用于吸氣式火箭雙模態的組合動力裝置。

背景技術

吸氣式渦輪發動機有效利用空氣中的氧氣作為氧化劑，比沖較高；火箭發動機利用自帶的氧化劑可實現入軌飛行。將吸氣發動機與火箭發動機進行有效結合，將充分發揮渦輪發動機比沖高、火箭發動機工作范圍寬的性能優勢，對于最大限度的降低太空發射成本具有重要的意義。

目前，適用于空天飛行器的吸氣式高超聲速動力裝置有渦輪基組合動力、火箭基組合動力、預冷卻高速渦輪噴氣發動機等多種技術路線，其中吸氣式火箭組合動力裝置是有望應用于可重復使用水平起降單級入軌飛行器的新型動力系統。

在吸氣式火箭組合動力裝置中，若火箭模式和吸氣模式共用一推力室和噴管，雖然減少了推力室重量、部件數量和成本，但導致吸氣模式中燃燒室壓力較高(10²atm以上)。這不僅造成吸氣模式下相對較高的燃料消耗，而且為了保證壓氣機壓比達到10²以上量級，空氣壓氣機入口溫度至少需冷卻150K左右，這就需要設置復雜的霜控系統來防止預冷器中空氣結冰。

若吸氣式推力室和火箭推力室分開設計，但共用一個噴管，則吸氣模式下室壓降低一個數量級，較低的室壓使壓氣機的壓縮比大幅度降低，從壓氣機做功能力角度考慮，允許進入壓氣機的空氣溫度較高，從而可以避免結冰，省掉霜控系統。這一方案中吸氣模式室壓較低、起飛階段外界環境背壓較高，且噴管出口面積較大，推力室結構設計不當極易產生因壁面流動分離造成的負推力損失。并且，傳統液體火箭發動機或航空發動機燃燒室的設計思路和設計程序完全不適用于吸氣式火箭雙模態的組合動力裝置。

發明內容

本發明解決的技術問題是：克服現有技術不足，提出一種吸氣式火箭組合動力裝置，具有低空高度補償特性和高空高性能的雙模式動力，對于快速高效實現復雜結構推力室的性能優化具有重要意義。

本發明技術方案是：一種吸氣式火箭組合動力裝置，采用雙同軸推力室結構，包括外環燃燒室、外環擴張段、中心燃燒室、中心擴張段和大噴管；外環燃燒室和外環擴張段構成外環推力室，中心燃燒室和中心擴張段構成中心推力室，中心推力室居中，外環推力室為環形結構，周向分布；外環燃燒室由環形圓筒段和環形收斂段組成，收斂段外型面由兩相切圓弧環構成，內型面由一圓弧環構成，外環擴張段為短錐形環結構，中心擴張段為最大推力噴管型面結構，外環擴張段錐形環內側面出口與中心擴張段出口通過半圓環連接，外環擴張段錐形環外側面出口與大噴管入口連接處進行光滑過渡；外環推力室用于低空飛行階段，采用吸氣工作模態，吸入大氣中的氧氣作為氧化劑，參與燃燒產生推力；中心推力室用于高空飛行階段，采用火箭工作模態，利用自身攜帶的液氧作為氧化劑，參與燃燒產生推力。

外環燃燒室入口段軸線與吸氣式火箭組合動力裝置的中心軸平行，外環擴張段與中心軸的夾角范圍為30°～45°。

外環擴張段擴張面積比為1.5～2。

外環擴張段錐形環內側面入口處與中心擴張段的距離d＞外環擴張段錐形環內側面出口處與中心擴張段的距離d_L≥15mm。

大噴管型面造型由三階拋物線確定，且出口角大于等于0°。

本發明與現有技術相比具有如下優點：與現有技術相比，一種雙同軸推力室結構用于吸氣式火箭雙模態的組合動力裝置，外環推力室入口軸線和中心軸平行，可以有效減少入口總壓損失；外環推力室類似擴張-偏轉噴管推力室，可以保證在低空吸氣飛行階段具有高度補償特性；外環擴張段傾角在30°-45°之間，可以有效降低擴張段與大噴管連接處產生的激波馬赫桿強度，減少總壓損失，提高噴管性能；吸氣推力室擴張段采用短錐形環結構，可以保證外環推力室身部型面與大噴管型面間光滑過渡，最終實現雙模推力室的高低空高性能要求。

附圖說明

圖1為本發明結構示意圖。

具體實施方式