[實用新型]一種整體式火箭和超燃沖壓組合發動機

有效

• 申請號: 201720682348.2
• 申請日: 2017-06-13
• 公開（公告）號: CN207093230U
• 公開（公告）日: 2018-03-13
• 發明（設計）人: 黎瀚濤
• 申請（專利權）人: 南昌航空大學
• 主分類號: F02K7/18
• 分類號: F02K7/18;F02K1/00;F02C7/04
• 代理公司: 南昌洪達專利事務所36111
• 代理人: 張榮

技術領域

本實用新型涉及航空航天發動機技術領域，具體是一種整體式火箭和超燃沖壓組合發動機。

背景技術

雙模態超燃沖壓發動機技術是高超聲速飛行器推進技術，乃至整個高超聲速技術體系中的核心技術。超燃沖壓發動機屬于吸氣式噴氣發動機，但超燃沖壓發動機需要在較高的飛行馬赫數下才能啟動工作，因此需要與其他類型的動力系統進行組合，才能在較大飛行包線內完成飛行任務。一般來說，超燃沖壓發動機起始工作的下限是Ma=5左右，雙模態超燃沖壓發動機可以下延至Ma3左右，對于起始工作點之前則需要其他的動力裝置來推動飛行器起飛和加速。

火箭基組合循環發動機推進系統（RBCC）被認為是最有可能投入使用的一種循環發動機。經過調研，早期的火箭基組合循環發動機推進系統以整體式火箭沖壓發動機為代表，助推火箭與亞燃沖壓發動機共用一個燃燒室。助推火箭將飛行器加速到轉級點后沖壓發動機開始工作。其性能優勢主要是在飛行馬赫數2.5-4范圍內有較好的比沖性能。由于目前亞燃沖壓發動機在高于馬赫數4飛行時性能較差，所以這種整體式火箭沖壓發動機一般工作在馬赫數0-4范圍內。

隨著雙模態超燃沖壓發動機技術的發展，現有火箭基組合循環發動機推進系統能夠在馬赫數8以上工作。其技術特點主要是在雙模態超燃沖壓發動機的流道內放置增加了引射火箭，使發動機能夠在Ma0-3范圍內工作在引射模態。在Ma超過3后關閉火箭，雙模態沖壓發動機工作。在飛行器飛出大氣層后關閉進氣道，火箭發動機再次點火，工作在純火箭模態。其主要不足在于，當發動機在低馬赫數（引射模態）工作時，燃燒室出口氣流為亞聲速，而為了匹配發動機高馬赫數的性能，發動機的尾噴管為擴張噴管，需要通過組織二次燃燒，形成熱力學喉道，來完成氣流的加速，實現該方案的技術難度非常大。另外，在Ma0-3的飛行軌道內,在沖壓發動機燃燒室內組織燃燒，形成二次喉道需要極其復雜的附件系統；對引射火箭和二次組織燃燒的技術要求非常高，一旦二次燃燒沒有形成熱力學吼道，進入尾噴管的將是亞聲速氣流，會造成很大的性能損失。

實用新型內容

本實用新型提出了一種整體式火箭和超燃沖壓組合發動機，該發動機能夠實現在寬馬赫數范圍（馬赫數0-8）內工作的同時，解決現有火箭基組合循環發動機推進系統結構復雜、技術難度大的問題。

本實用新型的技術方案為：一種整體式火箭和超燃沖壓組合發動機，主要包括進氣道、火箭和超燃沖壓共用燃燒室、尾噴管部分和飛行器機身；所述進氣道由超聲速進氣道和進氣道開關擋板兩部分組成，火箭和超燃沖壓共用燃燒室由隔離段、隔離段開關擋板及點火裝置、推進劑藥柱和燃氣通道組成；尾噴管部分由可拋噴管喉道和尾噴管組成；其特征在于：進氣道、火箭和超燃沖壓共用燃燒室和尾噴管部分依次首尾相接安裝在飛行器機身上，成為一個完整的發動機，進氣道開關擋板位于超聲速進氣道后端，進氣道開關擋板后端為隔離段，隔離段開關擋板及點火裝置位于隔離段出口處，推進劑藥柱安裝在燃氣通道內，燃氣通道出口后端處安裝有可拋噴管喉道，尾噴管位于發動機最后端。

本實用新型所述超聲速進氣道采用二維混壓式。

本實用新型有益效果：本實用新型所述一種整體式火箭和超燃沖壓組合發動機方案，在雙模態超燃沖壓發動機的基礎上增加了兩個開關擋板和可脫離噴管喉道，使發動機能夠以純火箭模態工作，將飛行器加速至轉級點后，變形成為雙模態超燃沖壓發動機繼續工作。而且本方案與現有技術相比，技術難度相對小，結構簡單，易于實現。另外，本方案可實現0馬赫數起動，在低馬赫數飛行時，工作在純火箭模態，發動機性能穩定，加速過程短，能夠快速使飛行器加速爬升至雙模態超燃沖壓發動機工作的飛行條件；在高馬赫數飛行時，工作在雙模態超燃沖壓模態，發動機比沖大，航程遠，高速巡航性能優異。

附圖說明

圖1為發動機工作在Ma0-3范圍內純火箭模態下的整體結構圖。

圖2為純火箭模態下進氣道開關擋板結構圖。

圖3為純火箭模態下隔離段開關擋板及點火裝置結構圖。

圖4為飛行馬赫數達到3后，進氣道開關擋板打開的示意圖。

圖5為飛行馬赫數達到3后，噴管喉道分離，脫離機體示意圖。

圖6為發動機工作在雙模態超燃沖壓模態下的整體結構圖。

圖中: 1.超聲速進氣道2.進氣道開關擋板3.隔離段4.隔離段開關擋板及點火裝置5.推進劑藥柱6.燃氣通道7-1.可拋噴管喉道上半部分7-2.可拋噴管喉道下半部分8.尾噴管9. 飛行器機身。

具體實施方式