[發明專利]一種固體燃料沖壓旋轉爆震組合動力系統

在審

• 申請號: 202211600178.0
• 申請日: 2022-12-13
• 公開（公告）號: CN116044605A
• 公開（公告）日: 2023-05-02
• 發明（設計）人: 張博;黃萌;王昭;田小濤;湯祥;陳俊屹;顏密
• 申請（專利權）人: 西安現代控制技術研究所
• 主分類號: F02K7/18
• 分類號: F02K7/18;F02K7/10
• 代理公司: 中國兵器工業集團公司專利中心 11011
• 代理人: 周恒

本發明屬于戰術武器系統方案布局及發動機結構設計技術領域，具體涉及一種固體燃料沖壓旋轉爆震組合動力系統，包括：進氣道、隔離段、主裝藥、預爆管、旋轉爆震燃燒室；本發明針對目前補燃室摻混燃燒難以組織的問題，提出使用旋轉爆震燃燒室代替傳統的等壓燃燒室，從而提高發動機循環熱效率，并使得發動機結構更加緊湊。理論計算表明，該發明能夠提高發動機比沖5％以上。同時，本發明結合固體燃料沖壓旋轉爆震組合發動機，給出了系統性設計方案。

技術領域

本發明屬于戰術武器系統方案布局及發動機結構設計技術領域，具體涉及一種固體燃料沖壓旋轉爆震組合動力系統。

背景技術

當前，戰術武器系統逐漸向高超聲速和高航程方向發展，而傳統戰術導彈所依賴的固體火箭發動機逐漸發展至瓶頸期，其比沖難以獲得大幅度提高。使用固體沖壓吸氣式動力代替傳統的固體火箭發動機，是未來戰術武器發展的重要方向。在固體燃料沖壓發動機中，進氣道捕獲的來流空氣攜帶推進劑燃燒產生的一次燃氣進入到補燃室中摻混燃燒，其燃燒效率直接決定了動力系統的整體性能。在傳統的等壓補燃室中，一次燃氣和空氣通過剪切層中的擴散火焰進行燃燒，這一燃燒組織方式摻混效率不高，使得補燃室尺寸較大，發動機結構不緊湊。

發明內容

(一)要解決的技術問題

本發明要解決的技術問題是：如何通過合理的系統布局，將固體燃料沖壓、旋轉爆震和固體火箭動力系統相結合，使整個系統結構更加緊湊，提高系統的整體性能，在保證推力連續的條件下，實現裝置的穩定飛行。

(二)技術方案

為了解決上述技術問題，本發明提供一種固體燃料沖壓旋轉爆震組合動力系統，所述動力系統包括：進氣道1、隔離段3、主裝藥4、預爆管6、旋轉爆震燃燒室7；

其中，首先，在進氣道1頭錐內預留空間用來安裝戰斗部和制導元件；

其次，將助推級固體火箭發動機安裝在旋轉爆震燃燒室7內環中，在不影響旋轉爆震燃燒室7工作的前提下，顯著縮短發動機的長度；

在進氣道1頭錐后安裝發動機的主裝藥4，當飛行馬赫數提高至2以上時，主裝藥4點火燃燒，其產生的富燃一次燃氣被進氣道1捕獲的來流空氣攜帶進入到旋轉爆震燃燒室7中；

此外，空氣通過進氣道1后，需要通過一個隔離段3，隨后再通過壅塞型流道達到音速噴注條件后進入到旋轉爆震燃燒室7中。

其中，所述隔離段3設置為具有流通方向性的凹槽，一方面減少正向氣流的總壓損失，另一方面有效抑制旋轉爆震燃燒室7的爆震波反壓回傳，避免反壓回傳破壞進氣道1的波系結構。

其中，所述旋轉爆震燃燒室7的尾部采用擴張型噴管，助推級火箭發動機采用拉瓦爾噴管，保證二者互不干涉，均能正常工作。

其中，包括進氣道1、旋轉爆震燃燒室7在內的中心部件通過前端支架2、后端支架5來與外殼體進行連接固定。

其中，控制系統的線路通過前端支架2、后端支架5內部進行布置，連接尾翼、裝藥點火器和助推火箭點火系統。

其中，后端支架5、助推火箭殼體、以及旋轉爆震燃燒室殼體為受熱部件，使用高溫合金材料制造，并采取絕熱措施。

其中，進氣道1捕獲的來流空氣通過隔離段3后，攜帶固體推進劑產生的一次燃氣，通過壅塞型流道后進入到旋轉爆震燃燒室7中，借助預爆管6產生的高溫高壓氣體進行起爆，形成旋轉爆震波，波后的高溫高壓氣體通過擴張型噴管排出燃燒室，從而產生連續推力，保證裝置穩定飛行。

其中，起飛階段，助推級固體火箭發動機持續工作，將飛行裝置不斷加速至馬赫數2以上，隨后助推級裝藥耗盡，主裝藥4點火燃燒，發動機進入到沖壓工作模式。

其中，來流空氣攜帶一次燃氣通過壅塞型流道進入到旋轉爆震燃燒室7中，保證燃燒室入口的音速噴注條件。