吸气式火箭发动机及高超声速飞机的制作方法

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种吸气式火箭发动机。此外，本发明还涉及一种包括上述吸气式火箭发动机的高超声速飞机。

背景技术

目前，在航空领域得到应用的发动机主要有两大类：活塞式发动机和燃气涡轮发动机。活塞式内燃机在飞机上的应用，开创了人类飞行的新时代。燃气涡轮发动机的出现，使人类实现了超声速飞行。随着高超声速飞行时代的到来，燃气涡轮发动机面临着难以克服的技术困难，也必将被新的发动机技术所颠覆。

未来高超声速飞机既要能够水平起飞、降落，又要能够以高超声速进行巡航飞行，其动力系统必须具备宽马赫数范围(ma0～5+)工作的能力，而现有的燃气涡轮发动机不能满足要求。因为在高超声速飞行时(通常大于5倍声速)，空气来流总温超过1200k，高速旋转的风扇和压气机叶片难以承受这种热负荷，必须进行冷却。更严重的是，空气经过压气机压缩后温度还会进一步提高，按照10倍压比计算，进入燃烧室的空气温度也会超过2000k，即使不喷油燃烧，空气温度也已接近涡轮叶片材料的耐温极限。事实上，目前燃气涡轮发动机的工作上限没有超过马赫数3。

为了解决高超声速飞机的动力问题，国内外提出了多种宽速域工作的吸气式发动机方案。第一类是采用介质对空气来流进行冷却，以拓展传统航空发动机的工作范围，如美国mse技术应用公司提出的压气机前喷流冷却的涡轮发动机(mipcce)、日本空间与航空科学研究所提出的预冷空气涡轮发动机(pctj)。这两种发动机需要携带额外的冷却剂或者消耗更多的低温燃料，导致发动机的比冲性能低，经济性不佳。第二类是采用多种发动机组合实现宽速域飞行，如：涡轮基组合循环发动机(tbcc)、火箭基组合循环发动机(rbcc)。但是组合循环发动机在一种发动机工作时，另一种不工作的发动机就是死重，无论在重量和体积方面都难以满足高超声速飞机的要求。空气涡轮火箭发动机(atr)也属于组合发动机，但由于采用涡轮-压气机，它与航空发动机一样不能实现高超声速飞行。第三类是全新概念的全速域发动机，如：英国反应发动机公司提出的协同吸气式火箭发动机(sabre)，不仅需要携带专门的冷却剂(可循环利用，不消耗)，还需要使用低温燃料和低温氧化剂作为冷源，发动机工作循环非常复杂，导致发动机系统部件多，结构复杂。

除了上述几类吸气式发动机方案，还可采用火箭发动机作为高超声速飞机的动力，如美国上世纪六十年代的x-15飞机采用液体火箭发动机为动力，但火箭发动机不能利用空气中氧进行燃烧，需要携带大量氧化剂，因而比冲低。与吸气式发动机相比较，飞机航程短，并且不容易实现水平起飞。

技术实现要素：

本发明提供了一种吸气式火箭发动机及高超声速飞机，以解决目前航空涡扇/涡喷发动机不能实现超高声速飞行的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种吸气式火箭发动机，包括依次设置的进气道、换热器、压气机、主燃烧室及喷管，压气机设有为其提供驱动力的涡轮，主燃烧室和喷管的外壁面设有壁面冷却通道，吸气式火箭发动机还包括：氧化剂泵，用于提供作为冷却剂和氧化剂的液体状的氧化剂，氧化剂泵与换热器连通，以使氧化剂进入换热器内并冷却由进气道进入的空气；燃料泵，用于提供作为燃料和冷却剂的液体状的燃料，燃料泵与壁面冷却通道连通，以使燃料进入壁面冷却通道冷却喷管和主燃烧室；预燃室，与换热器和壁面冷却通道分别连通，以供冷却空气后的氧化剂以及冷却喷管和主燃烧室后的燃料分别进入预燃室混合燃烧以产生燃料富余的富燃燃气，预燃室的出口朝向涡轮以使富燃燃气驱动涡轮做功；喷注器，位于主燃烧室的头部，用于将经换热器冷却和经压气机增压后的空气以及将驱动涡轮后的富燃燃气分别喷入主燃烧室内混合燃烧以产生推力。

进一步地，吸气式火箭发动机还包括用于连通换热器和预燃室的第一连接管以及用于连通壁面冷却通道和预燃室的第二连接管；第一连接管用于将经过换热器与空气换热后的氧化剂导入预燃室；第二连接管用于将壁面冷却通道内冷却喷管和主燃烧室后的燃料导入预燃室。

进一步地，吸气式火箭发动机还包括设置于涡轮和喷注器之间的燃气管道，燃气管道的进气口与涡轮的出气口相连，燃气管道的出气口与喷注器的进气口相连，燃气管道用于将驱动涡轮做功后的富燃燃气导入喷注器内。

进一步地，燃气管道包括呈环状的喇叭管，以及与喇叭管相连的直管；喇叭管的喇叭口与涡轮连通；直管的出气口与喷注器相连。

进一步地，吸气式火箭发动机还包括布设于燃气管道的外周的空气管道，空气管道的进气口与压气机的出气口相连，空气管道的出气口与喷注器的进气口相连，空气管道用于将经压气机增压后的空气导入喷注器内。

进一步地，喷注器包括同轴设置的多个喷嘴，多个喷嘴用于将空气和富燃燃气分别喷入主燃烧室以充分混合后燃烧。

进一步地，氧化剂泵连接有用于驱动其动作的第一电机，燃料泵连接有用于驱动其动作的第二电机。

进一步地，吸气式火箭发动机还包括布设于压气机和涡轮之间的发电机，发电机的转子和压气机的转子分别装设于涡轮的转轴上；发电机分别与第一电机和第二电机相连以提供第一电机和第二电机驱动电能。

进一步地，氧化剂为液氧、过氧化氢、硝酸铵溶液中的一种；燃料为煤油、液化天然气、液态甲烷、液氢中的一种。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞机，其包括如上述任一项的吸气式火箭发动机。

本发明具有以下有益效果：

本发明与航空发动机相比，由于采用液体状氧化剂对空气来流进行冷却，从而可大幅降低压气机前的空气温度，使压气机在高马赫数条件下仍然正常工作，且通过对来流空气进行冷却，解决了目前航空发动机飞行速度上限(ma<3)问题，使本发明吸气式火箭发动机能够在ma0～6宽马赫数范围内工作，使高超声速飞机实现水平起降、高超声速飞行。本发明与火箭发动机相比，由于利用空气作为大部分氧化剂，大大降低了自身携带的氧化剂量，因而发动机的比冲比火箭发动机提高30％左右。与传统冷却方案相比，本发明的吸气式火箭发动机中采用液体氧化剂为冷却剂以冷却来流，从而不需要携带额外的冷却剂，并且氧化剂冷却空气后全部参与预燃室燃烧，充分利用热能，且不损失发动机推力性能，发动机推力性能好。传统的航空发动机采用压气机压缩来流空气，高压空气与燃料在燃烧室组织燃烧，燃烧产物驱动涡轮做功，涡轮再带动压气机工作，压气机、燃烧室和涡轮三者之间相互耦合，而本发明采用燃料和氧化剂在预燃室燃烧，产生温度800～1000k的富燃燃气，利用富燃燃气驱动涡轮，涡轮带动压气机压缩来流空气，从而避免了压气机、燃烧室和涡轮三者之间的强耦合关系，使发动机控制更简单，工作可靠性更高。另外，本发明中，驱动涡轮的燃气由预燃室产生，从而涡轮的状态更易控制，且不受发动机飞行状态的影响。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的吸气式火箭发动机的原理示意图。

图例说明

10、进气道；20、换热器；30、压气机；40、主燃烧室；50、喷管；60、涡轮；70、氧化剂泵；80、燃料泵；90、预燃室；110、喷注器；120、第一连接管；130、第二连接管；140、燃气管道；150、空气管道；160、第一电机；170、第二电机；180、发电机。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

参照图1，本发明的优选实施例提供了一种吸气式火箭发动机，包括依次设置的进气道10、换热器20、压气机30、主燃烧室40及喷管50，压气机30设有为其提供驱动力的涡轮60，主燃烧室40和喷管50的外壁面设有壁面冷却通道，吸气式火箭发动机还包括：氧化剂泵70，用于提供作为冷却剂和氧化剂的液体状的氧化剂，氧化剂泵70与换热器20连通，以使氧化剂进入换热器20内冷却由进气道10进入的空气。还包括燃料泵80，用于提供作为燃料和冷却剂的液体状的燃料，燃料泵80与壁面冷却通道连通，以使燃料进入壁面冷却通道冷却喷管50和主燃烧室40。还包括预燃室90，与换热器20和壁面冷却通道分别连通，以供冷却空气后的氧化剂以及冷却喷管50和主燃烧室40后的燃料分别进入预燃室90混合燃烧以产生燃料富余的富燃燃气，预燃室90的出口朝向涡轮60以使富燃燃气驱动涡轮60做功。还包括喷注器110，位于主燃烧室40的头部，用于将经换热器20冷却和经压气机30增压后的空气以及将驱动涡轮60后的富燃燃气分别喷入主燃烧室40内混合燃烧以产生推力。

本发明的吸气式火箭发动机工作时，液体状氧化剂经氧化剂泵70增压后进入换热器20，在起飞/降落、低速飞行阶段，来流空气温度低时，氧化剂在换热器20中吸热少，不会发生相变，故仍然以液态形式进入预燃室90。随着飞行速度提高，来流空气温度逐步升高，液体状氧化剂在换热器20中吸热量增加，当飞行速度达到高超声速飞行时，液体状氧化剂温度升高后发生相变气化或者气化分解，然后以气相形式进入预燃室90参与燃烧。液体状燃料经过燃料泵80增压后，进入喷管50和主燃烧室40的壁面冷却通道，在该通道内吸热升温气化或者气化裂解，然后以气相形式进入预燃室90参与燃烧。预燃室90点火工作，燃料和氧化剂燃烧产生燃料富余的富燃燃气，富燃燃气驱动涡轮60为压气机30提供动力，驱动涡轮60后的富燃燃气再进入喷注器110以被喷入主燃烧室40。空气被进气道10扩压后，经过换热器20冷却和压气机30增压后进入喷注器110以被喷入主燃烧室40，与驱动涡轮60后的富燃燃气进行补燃，补燃的产物通过喷管50排出进而产生推力。

本发明与航空发动机相比，由于采用液体状氧化剂对空气来流进行冷却，从而可大幅降低压气机30前的空气温度，使压气机30在高马赫数条件下仍然正常工作，且通过对来流空气进行冷却，解决了目前航空发动机飞行速度上限(ma<3)问题，使本发明吸气式火箭发动机能够在ma0～6宽马赫数范围内工作，使高超声速飞机实现水平起降、高超声速飞行。本发明与火箭发动机相比，由于利用空气作为大部分氧化剂，大大降低了自身携带的氧化剂量，因而发动机的比冲比火箭发动机提高30％左右。与传统冷却方案相比，本发明的吸气式火箭发动机中采用作为氧化剂的液体状氧化剂为冷却剂以冷却来流，从而不需要携带额外的冷却剂，并且氧化剂冷却空气后全部参与预燃室燃烧，不损失发动机推力性能，发动机推力性能好。传统的航空发动机采用压气机压缩来流空气，高压空气与燃料在燃烧室组织燃烧，燃烧产物驱动涡轮做功，涡轮再带动压气机工作，压气机、燃烧室和涡轮三者之间相互耦合，而本发明采用燃料和氧化剂在预燃室燃烧，产生温度800～1000k的富燃燃气，利用富燃燃气驱动涡轮，涡轮带动压气机压缩来流空气，从而避免了压气机、燃烧室和涡轮三者之间的强耦合关系，使发动机控制更简单，工作可靠性更高。另外，本发明中，驱动涡轮的燃气由预燃室产生，从而涡轮的状态更易控制，且不受发动机飞行状态的影响。

可选地，如图1所示，吸气式火箭发动机还包括用于连通换热器20和预燃室90的第一连接管120以及用于连通壁面冷却通道和预燃室90的第二连接管130。第一连接管120用于将经过换热器20与空气换热后的氧化剂导入预燃室90。第二连接管130用于将壁面冷却通道内冷却喷管50和主燃烧室40后的燃料导入预燃室90。

可选地，如图1所示，吸气式火箭发动机还包括设置于涡轮60和喷注器110之间的燃气管道140，燃气管道140的进气口与涡轮60的出气口相连，燃气管道140的出气口与喷注器110的进气口相连，燃气管道140用于将驱动涡轮60做功后的富燃燃气导入喷注器110内。本可选方案的具体实施例中，燃气管道140包括呈环状的喇叭管，以及与喇叭管相连的直管。喇叭管的喇叭口与涡轮连通。直管的出气口与喷注器110相连。可选地，如图1所示，吸气式火箭发动机还包括布设于燃气管道140的外周的空气管道150，空气管道150的进气口与压气机30的出气口相连，空气管道150的出气口与喷注器110的进气口相连，空气管道150用于将经压气机30增压后的空气导入喷注器110内。

优选地，如图1所示，喷注器110包括同轴设置的多个喷嘴，多个喷嘴用于将空气和富燃燃气分别喷入主燃烧室40以充分混合后燃烧。本发明采用喷注器110把高压空气和富燃燃气喷入主燃烧室40，且喷注器110由多个同轴式设置的喷嘴组成，从而可使空气与富燃燃气充分混合，进而提高燃烧效率。

可选地，如图1所示，氧化剂泵70连接有用于驱动其动作的第一电机160，燃料泵80连接有用于驱动其动作的第二电机170。进一步地，吸气式火箭发动机还包括布设于压气机30和涡轮60之间的发电机180，发电机180的转子和压气机30的转子分别装设于涡轮60的转轴上。发电机180分别与第一电机160和第二电机170相连以提供第一电机160和第二电机170驱动电能。本发明中，由于发电机180的转子和压气机30的转子分别装设于涡轮60的转轴上，从而压气机30、涡轮60、发电机180三者为一体化结构，避免了现有航空发动机中通过横向齿轮轴传动以驱动附件(如发电机)的方式，进而使得发动机结构简单、紧凑。

可选地，如图1所示，本发明中，飞行器采用自带的液体状氧化剂(液氧、过氧化氢、硝酸铵溶液等)作为氧化剂，并利用液体状氧化剂的热沉，通过换热器20对进气道10后的空气进行冷却。采用液体碳氢燃料(煤油、液化天然气、液态甲烷、液氢等)作为燃料，并作为发动机主燃烧室40和喷管50的冷却剂。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞机，包括上述实施例的吸气式火箭发动机。将实验验证，本发明的高超声速飞机能够在宽马赫数范围(ma0～6)工作，可解决目前航空涡扇/涡喷发动机不能实现高超声速飞行的问题。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。