一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动的制造方法
【专利摘要】本发明涉及一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，属于航天设备【技术领域】。发动机外壳通过固定导向柱与整流头相对固定，固定导向柱中设有氧化剂入口和燃料入口，外壳的前端为空气入口。整流头前体伸出发动机外壳的前端，其后体呈台阶式，插入外壳中，外壳的后端为喇叭形超声速喷口。内壳通过固定环固定在整流头的中部，其中设有燃料氧化剂混合喷注口，内壳与整流头之间形成环型燃烧室，外壳与整流头之间形成混合燃烧室。本发明的火箭冲压组合发动机，减小了发动机燃烧室的尺寸，减轻组合发动机的重量，提高了动力系统的经济性能。其中的环型燃烧室促使燃气沿周向均匀喷出，有利于喷出的燃气与空气进行二次混合，提高了燃烧效率。
【专利说明】一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，属于航天设备【技术领域】。
【背景技术】
[0002]火箭冲压组合发动机的关键技术之一就是采用有效的引射火箭结构形式，更好的保证发动机在低速启动状态下，尽快实现燃料和空气的充分混合，在尽可能短的燃烧室空间内实现燃烧，使得组合发动机在低速条件下能够产生足够大的推力，从而保证组合发动机低速阶段的起飞动力。这对于实现组合发动机结构一体化、减轻结构重量具有重要的意义。近些年来，临近空间作为卫星和航空器之间的空域，越来越多的被相关国家所重视。主要因为在此空间内大气及其稀薄，且已经无法满足吸气式发动机的工作要求。然而为了能更好的利用这一空间，组合发动机的概念渐渐的浮现在人们面前。因为在这一空间，只有组合发动机能完全满足高超声速临近空间飞行器技术需求。其中以火箭冲压组合发动机和涡轮冲压组合发动机尤为突出。然而在实际使用过程中，涡轮冲压组合发动机的组成部件十分复杂，同时对涡轮发动机技术要求也过于苛刻；而火箭冲压组合发动机的结构则相对简单，同时引射火箭技术也更加成熟。火箭组合推进系统主要由流动通道和嵌于通道内的火箭发动机构成，火箭发动机可以置于流动中心或者侧壁。流动通道根据各自发挥的功用可以分为进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管。组合发动机在大气中利用空气中的氧气实现自主起飞和着陆，而自身携带的推进剂使其可在大气外飞行。对于典型的火箭冲压组合发动机来说，其主要经历四个工作模态:引射模态、冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。引射模态主要工作在0-3马赫数，火箭以最大工作状态工作，通过高温燃气引射二次空气，提高发动机比冲和推力。在低速条件下，引射作用占主导作用，在较高马赫数下则利用来流的冲压作用。亚燃冲压模态的工作速度范围为3-6马赫数。此时火箭发动机关闭或者以值班的方式低工况工作，主要利用来流冲压组织亚声速燃烧。进一步，在超燃冲压模态，工作马赫数在6-8范围内，在流道内实现超声速燃烧。其中引射工作模态决定着组合发动机能从静止启动到加速飞行。所以引射工作模态对组合发动机来说起着具足轻重的作用。然而引射火箭的工作特性直接关系到组合发动机引射工作模态的性能指标，如果要更好的发挥火箭冲压发动机引射工作模态的性能，那么就需要对引射火箭结构以及喷口结构进行更好地设计。而这也是这些研究领域内的关键问题之一。
[0003]从目前的研究情况来看，比较常用的引射火箭结构主要是普通的圆管火箭发动机，主要置于流动中心或者侧壁。其中单一的圆管火箭发动机基本都设置在组合发动机流动中心，而多管火箭发动机主要围绕着流动中心均匀环绕分布，同时每个火箭发动机都是独立工作的。此外，可以通过确定组合发动机的推力特性来确定火箭发动机的数目。但作为技术上可以实现或有益的探索性尝试，以及技术实现难度方面的限制等原因，这些方案都存在一定的缺陷。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是提出一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，对已有的火箭冲压组合发动机的结构进行改进，以实现较高的空间利用率及较短的燃烧室尺寸，同时提高引射火箭的引射效率，进一步提升组合发动机的整体性能。
[0005]本发明提出的具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，包括发动机外壳、内壳、整流头、固定导向柱和固定环；所述的发动机外壳通过固定导向柱与整流头相对固定，固定导向柱中设有氧化剂入口和燃料入口，发动机外壳的前端为空气入口 ；所述的整流头前体伸出发动机外壳的前端，整流头后体呈台阶式，台阶式整流头后体插入发动机外壳中，发动机外壳的后端为喇机形超声速喷口 ；所述的内壳通过固定环固定在整流头的中部，固定环中设有燃料氧化剂混合喷注口，所述的空气入口和氧化剂入口分别与燃料氧化剂混合喷注口相连通；所述的内壳与整流头之间形成环型燃烧室，所述的发动机外壳与整流头之间形成混合燃烧室。
[0006]本发明提出的具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，其优点是，本发明的火箭冲压组合发动机，很大程度上提高了引射火箭燃烧室的空间利用率，因此可以减小发动机燃烧室的尺寸，减轻组合发动机的重量，同时减小相关的零部件的尺寸，增加最终动力系统产品的机动性能，提高其动力系统的经济性能。同时组合发动机中的环型燃烧室可以促使燃气沿周向均匀喷出，有利于喷出的燃气在混合混燃室中与空气进行二次混合，以提高组合发动机经环形混合室进行二次补燃后的燃烧效率。
【专利附图】
【附图说明】
[0007]图1是本发明提出的具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机的结构示意图。
[0008]图2是图1所示的发动机的A-A向剖视图。
[0009]图3是图1所示的发动机中氧化剂入口和燃料入口处的局部放大图。
图4是图1所示的发动机中，固定导向柱的截面图。
[0010]图1-图3中，1是整流头前体，2是空气入口，3是氧化剂入口，4是燃料入口，5是固定导向柱，6是固定环，7是燃料氧化剂混合喷注口，8是环型燃烧室，9是发动机外壳，10是整流头后体，11是混合燃烧室，12是超声速喷口，13是内壳。
【具体实施方式】
[0011]本发明提出的具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，其结构如图1所示，包括发动机外壳9、内壳13、整流头、固定导向柱5和固定环6。发动机外壳9通过固定导向柱5与整流头相对固定，固定导向柱5中设有氧化剂入口 3和燃料入口 4，发动机外壳的前端为空气入口 2，如图2中所示。整流头的前体1伸出发动机外壳9的前端，整流头的后体10呈台阶式，台阶式整流头后体10插入发动机外壳9中，发动机外壳9的后端为喇叭形超声速喷口 12。内壳13通过固定环6固定在整流头的中部，固定环6中设有燃料氧化剂混合喷注口 7，如图3中所示。空气入口 2和氧化剂入口 3分别与燃料氧化剂混合喷注口 7相连通。内壳13与整流头之间形成环型燃烧室8，发动机外壳9与整流头之间形成混合燃烧室11。
[0012]本发明的组合发动机中，固定导向柱5的截面为梭形，如图4所示，梭形的长轴与发动机外壳的轴向相互平行。
[0013]本发明提出的具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，将常用的两种引射火箭结构有效的结合到火箭冲压组合发动机的结构中，其中使用环形燃烧室的弓I射火箭结构，在一定程度上，提高了燃烧室空间利用率，减少了总压损失。同时可以很大程度上缩短燃烧室的长度，从而减少组合发动机的长度。将环形燃烧室用于引射火箭，使得混合燃烧室的性能得到很大的提高。同时，在燃烧室的结构尺寸方面而言，也能够大大降低燃烧室的结构尺寸，为设计性能更高的组合发动机提供技术储备，最终能够改善使用这些动力系统的飞行器的机动性能和整体性能。
[0014]本发明提出的具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，其中的台阶式整流头后体10降低进入台阶后的气流速度，从而形成一个局部低速流动区域，该区域不但保证了稳定的点火源，同时还有效的提高燃料和空气的有效混合。因此，与已有的使用单一火箭结构设计方案相比，本发明所提出的具有环型引射火箭结构的火箭冲压组合发动机，提高了燃烧室空间利用率；使得燃气沿周向均匀喷出，促使混合燃烧室的燃料和空气充分混合；燃料喷射、混合、燃烧带来的总压损失较小；塞式台阶结构保证为混合燃烧室提供稳定的火源；燃烧室及组合发动机的结构尺寸大为减小；对使用该动力系统的高超音速飞行器带来较高的性能和潜力。
[0015]以下结合附图，介绍本发明提出的火箭冲压组合发动机的工作原理和工作过程:
[0016]本发明火箭冲压组合发动机的工作原理:将本发明的火箭发动机与吸气式发动机组合在一起，组成一体化的推进系统。其中火箭冲压组合发动机在飞行过程中一共具备四个工作模态:引射模态、亚燃冲压模态、超燃冲压模态和纯火箭模态。其中引射工作模态关系到组合发动机地面低速下能否正常启动。在引射工作模态下，通过引射火箭排放的高温燃气来对外界的空气进行引射抽吸。而被吸入的空气又与引射火箭所排出的高温燃气进行掺混，且混合气中未燃燃料与空气中的氧气进行再次补充燃烧。由于在整个引射工作模态中，引射火箭和组合发动机扩压段均产生了推力，所以从整体上提高组合发动机的推力。
[0017]本发明火箭冲压组合发动机的工作过程:燃料和氧化剂通过管道注入环形燃烧室的混合喷注腔内，并通过燃料氧化剂混合喷注口 7高速喷入环形燃烧室8进行燃烧。环形燃烧室8内通过燃烧产生的高温高压燃气加速排出，产生推力。同时所排出的高温高压燃气产生引射抽吸作用，不断的从组合发动机外通过空气入口 2吸入空气，所吸入的空气与环形燃烧室8排出的高温燃气在混合燃烧室11内再次进行掺混燃烧，产生的高温燃气通过组合发动机外壳后部的超声速喷口向外排出，产生推力。
【权利要求】
1.一种具有环型引射结构的火箭冲压组合发动机，其特征在于该组合发电机包括发动机外壳、内壳、整流头、固定导向柱和固定环；所述的发动机外壳通过固定导向柱与整流头相对固定，固定导向柱中设有氧化剂入口和燃料入口，发动机外壳的前端为空气入口 ；所述的整流头前体伸出发动机外壳的前端，整流头后体呈台阶式，台阶式整流头后体插入发动机外壳中，发动机外壳的后端为喇机形超声速喷口 ；所述的内壳通过固定环固定在整流头的中部，固定环中设有燃料氧化剂混合喷注口，所述的空气入口和氧化剂入口分别与燃料氧化剂混合喷注口相连通；所述的内壳与整流头之间形成环型燃烧室，所述的发动机外壳与整流头之间形成混合燃烧室。
2.如权利要求1所述的组合发动机，其特征在于其中所述的固定导向柱的截面为梭形，梭形的长轴与发动机外壳的轴向相互平行。
【文档编号】F02K7/18GK104295406SQ201410224686
【公开日】2015年1月21日 申请日期:2014年5月26日 优先权日:2014年5月26日
【发明者】谢峤峰, 王兵 申请人:清华大学