一种火箭基组合发动机的制作方法

本发明涉及航空航天发动机，尤其涉及一种火箭基组合发动机。

背景技术：

1、火箭基组合发动机是火箭发动机（其核心部件为火箭推力室）和冲压发动机（其核心部件为冲压燃烧室）的组合，通常，火箭基组合发动机的冲压燃烧室上设置有安装接口，火箭推力室通过螺栓等紧固件与安装接口相连，以使火箭发动机与冲压发动机集成为整体，且使火箭推力室内的流道与冲压燃烧室内的流道相连通，采用这种结构，冲压基组合发动机具有火箭模态、冲压模态和火箭冲压组合模态等不同工作状态，但是，火箭推力室和冲压燃烧室均为燃烧装置，火箭推力室工作时燃气温度可达2000℃以上，且工作时存在较大的起动冲击，冲压燃烧室工作时燃气温度可达1500℃以上，且工作时存在较大随机振动，火箭推力室与冲压燃烧室采用上述连接结构相连时，二者间的连接结构容易在温度、冲击载荷以及振动等因素的影响下发生松动，导致火箭推力室与冲压燃烧室连接不稳定，影响火箭基组合发动机的使用寿命。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种火箭基组合发动机，以使火箭推力室与冲压燃烧室连接更加稳定，提高火箭基组合发动机的使用寿命。

2、为了实现上述目的，本发明提供一种火箭基组合发动机，包括冲压燃烧室和连接于冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道连通。

3、采用上述技术方案的情况下，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道相连通，采用这种结构，冲压燃烧室与火箭推力室一体成型，冲压燃烧室与火箭推力室之间可以不需要通过螺栓、安装接口和密封结构等结构相连，冲压燃烧室与火箭推力室材料相同且结构连续，使得冲压燃烧室与火箭推力室之间的连接牢靠稳定，相对于现有的安装结构，上述冲压燃烧室与火箭推力室一体成型的结构不容易受到温度、冲击载荷以及振动等因素的影响，从而使火箭推力室与冲压燃烧室连接更加可靠，提高火箭基组合发动机的使用寿命。

4、在一些可能的实现方式中，火箭推力室相对于冲压燃烧室倾斜设置，第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角为0°~45°。如此设置，可以避免第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角角度过大时，第一流道内的流体与第二流道内的流体之间相互冲击的过程中能量损耗过大，影响火箭基组合发动机的性能。

5、在一些可能的实现方式中，火箭推力室与冲压燃烧室之间设置有支撑肋；火箭推力室、支撑肋和冲压燃烧室为一体成型结构。如此设置，能够提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体可靠性。

6、在一些可能的实现方式中，火箭推力室外套设有承力筒；火箭推力室、支撑肋、冲压燃烧室和承力筒为一体成型结构。如此设置，能够进一步提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体可靠性。

7、在一些可能的实现方式中，火箭推力室包括沿第二流道内流体的流向依次设置的头部、身部和喉部，承力筒包围设置于喉部外侧且包围设置于至少部分身部外侧；

8、火箭推力室包括穿过喉部且垂直于承力筒轴线的喉部所在面，火箭推力室的身部包括与头部相连的直筒段和喉部相连的收敛段；

9、沿承力筒轴线方向，承力筒靠近头部的一端与喉部所在面之间距离为a，收敛段的长度为l，a＞l。如此设置，能够提高火箭推力室的整体强度。

10、在一些可能的实现方式中，沿承力筒轴线方向，支撑肋靠近头部的一端与喉部所在面之间的距离为b，b＞a。如此设置，能够进一步提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体可靠性。

11、在一些可能的实现方式中，火箭推力室与冲压燃烧室均为陶瓷基复合材料。如此设置，能够提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体强度。

12、在一些可能的实现方式中，冲压燃烧室内侧涂覆有抗氧化涂层。如此设置，能够提高冲压燃烧室的热防护性能。

13、在一些可能的实现方式中，抗氧化涂层的材料为zrc和/或hfc。如此设置，zrc和hfc可以在高温富氧环境下产生保护膜，能够隔离氧气保护冲压燃烧室。

14、在一些可能的实现方式中，火箭推力室内侧设置有抗氧化涂层和燃料液膜层。如此设置，能够提高火箭推力室的热防护性能。

技术特征：

1.一种火箭基组合发动机，包括冲压燃烧室和连接于所述冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，其特征在于，所述冲压燃烧室与所述火箭推力室为一体成型结构，所述冲压燃烧室内具有第一流道，所述火箭推力室内具有第二流道，所述第一流道与所述第二流道相连通。

2.根据权利要求1所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室相对于所述冲压燃烧室倾斜设置，所述第一流道内流体的流向与所述第二流道内流体的流向之间的夹角为0°~45°。

3.根据权利要求2所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室与所述冲压燃烧室之间设置有支撑肋；

4.根据权利要求3所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室外套设有承力筒；

5.根据权利要求4所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室包括沿所述第二流道内流体的流向依次设置的头部、身部和喉部，所述承力筒包围设置于所述喉部的外侧且包围设置于至少部分所述身部的外侧；

6.根据权利要求5所述的火箭基组合发动机，其特征在于，沿所述承力筒轴线方向，所述支撑肋靠近所述头部的一端与所述喉部所在面之间的距离为b，b＞a。

7.根据权利要求1所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室与所述冲压燃烧室均为陶瓷基复合材料。

8.根据权利要求7所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室内侧涂覆有第一抗氧化涂层。

9.根据权利要求8所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室内侧设置有第二抗氧化涂层和燃料液膜层。

10.根据权利要求9所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述第一抗氧化涂层和第二抗氧化涂层的材料均为zrc和/或hfc。

技术总结
本发明公开一种火箭基组合发动机，涉及航空航天发动机技术领域，以解决火箭基组合发动机结构集成度差和使用寿命较低的问题。所述火箭基组合发动机包括冲压燃烧室和连接于冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道连通。

技术研发人员：李光熙,晋晓伟,张蒙正
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/13