CN106050472A - 涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种涡轮火箭组合冲压发动机，轮火箭组合冲压发动机，包括共用进气道且共用尾喷管的空气涡轮冲压发动机和火箭基循环组合发动机，进气道的管道上设置有进气道导向器；进气道导向器，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口，以使得进气道与空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于马赫时，转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，以将进气道与火箭基循环组合发动机内部连通，以启动冲压发动机。解决了现有两种动力***都不能单独并完全满足现代战争对武器***超高声速、超高空、高机动及高空域等方面动力要求的问题。

Description

涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法

【技术领域】

本发明属于火箭运载器动力***领域，具体涉及涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法。

【背景技术】

空气涡轮冲压发动机(ATR)实现了燃气涡轮与冲压喷气发动机两种基本推进方式的有机组合，它集合了类似火箭燃烧室的燃气发生器，是一种带有压气机和涡轮的推进***。其性能介于涡喷发动机和火箭发动机之间，方案结构简单、紧凑、合理，工作范围宽广，在亚声速工作状态下像涡轮喷气发动机，在超声速状态下类似于有风扇增压的冲压发动机。区别于常规涡喷发动机，它的涡轮前端温度由燃气发生器决定，这就使得ATR发动机能不受涡轮材料温度极限的限制而具有更高的速度特性。它能够从亚声速和超声速状态下，不需要特殊的材料和苛刻的涡轮机效率即能达到2～3的巡航马赫数。受到驱动涡轮后的燃气的残余热值的限制，ATR发动机的比冲较涡喷低，但是远大于火箭发动机。常规涡喷发动机的推重比有限(一般最大达到10)，但是ATR发动机可以通过提高燃气发生器的流量，产生大的静推力，推重比比涡喷发动机大，加速性能优越。但由于涡轮叶片材料限制，燃气温度不能太高，造成发动机整体比冲较低。

火箭基循环组合发动机(RBCC)是将火箭发动机和吸气式发动机有机结合在一个流道中的组合发动机。它能有效利用火箭发动机推重比和吸气式发动机比冲高的优势，克服火箭发动机低比冲和吸气冲压式发动机低速难以启动的缺陷。自身携带部分氧化剂，也充分利用空气中的氧气，通过模态切换，实现在不同的飞行马赫数和高度时均能以最优的方式进行工作，达到经济性和高效性的最佳结合。组合了3种不同的动力循环，分别是火箭发动机循环、冲压发动机循环、超燃冲压发动机循环。根据飞行状态的不同调整发动机的工作模态。对于单级入轨运载器的动力***，组合循环动力装置将经历5个工作模态：火箭引射模态(Ma 0～2.5，火箭发动机全工况工作)、亚燃冲压(Ma 2.4～5，火箭发动机关闭)、超燃冲压(Ma 5～8，火箭发动机关闭)、超燃冲压/火箭(Ma8到低真空状态，火箭发动机和超燃冲压发动机同时工作)和纯火箭(低真空状态工作直至入轨，火箭发动机工作)。因此RBCC是单级人轨可重复使用航天器很有希望的一种推进装置。

虽然RBCC火箭引射模态可应用于飞行器从零速起飞直到进气道冲压模式启动，但是这一工作过程中，引射所产生的推力增益并不大，要产生一个大的推力使发动机加速必定要使火箭流量增大，其比冲低，氧化剂携带量较大。然而ATR发动机在零速启动后，主动抽吸空气，能产生较大的推力，推重比大，其比冲性能较火箭高一个数量级。两种动力***不能单独同时满足在全空域及速度域上大推力，高比冲的特性要求。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法，以解决现有RBCC火箭引射模态下从零速起飞时大推力火箭流量大、比冲低的缺点，以及发动机从引射模态到亚燃冲压模态过程中加速慢的问题。

本发明采用第一种技术方案：涡轮火箭组合冲压发动机，包括共用进气道且共用尾喷管的空气涡轮冲压发动机和火箭基循环组合发动机，进气道的管道上设置有进气道导向器；

进气道导向器，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口，以使得进气道与空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于2马赫时，转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，以将进气道与火箭基循环组合发动机内部连通，以启动冲压发动机。

进一步的，进气道导向器为铰接在进气道中部的挡板，进气道导向器连接有电机动作机构，并通过电机动作机构以控制进气道导向器的转动。

进一步的，空气涡轮冲压发动机内部从进气道一侧起，依次设置有涡轮增压***和ATR燃烧室，涡轮增压***包括共轴设置的压气机和涡轮，涡轮通过节流阀连接有燃气发生器。

进一步的，火箭基循环组合发动机包括与进气道连通设置的RBCC补燃室。

进一步的，双模冲压燃烧室上设有支板主火箭和燃料喷嘴。

本发明采用的第二种技术方案是，上述涡轮火箭组合冲压发动机的工作方法，按照以下步骤实施：

步骤1、空气涡轮冲压发动机在刚启动，或者在速度小于2马赫的低速条件下,进气道导向器转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口，发动机处于ATR状态；

步骤2、通过涡轮增压***对进入共用进气道的空气进行增压，将经过增压后的空气和涡轮增压***产生的高压燃气进行掺混，掺混燃气在ATR燃烧室内进行燃烧，最后通过尾喷管排出，产生推力；

步骤3、当空气涡轮冲压发动机的速度超过2马赫时，进气道导向器转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，火箭基循环组合发动机的进气道打开并开始工作。

进一步的，步骤2中，涡轮增压***的具体工作过程为：通过燃气发生器产生高压燃气以驱动涡轮做功，涡轮带动压气机来对进入共用进气道的空气进行增压。

本发明有益效果是：将此两种形式的发动机进行有机集成为涡轮火箭组合冲压发动机，它具有自加速、大推力、高比冲、超高空超高速工作域等特点，应用上着重点在于运载平台上，由于RBCC液体火箭的存在，可以实现大气层外的飞行，以此作为动力***可实现飞行器的全空域和速度域飞行，可作为单机入轨天地往返飞行器或者超高空发射平台。

【附图说明】

图1为本发明涡轮火箭组合冲压发动机的结构示意图。

图中，1.进气道，2.进气道导向器，3.支板主火箭，4.RBCC补燃室，5.尾喷管，6.ATR燃烧室，7.涡轮，8.节流阀，9.燃气发生器，10.压气机，11.燃料喷嘴。

【具体实施方式】

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

本发明提供了一种涡轮火箭组合冲压发动机，如图1所示，包括共用进气道1且共用尾喷管5的空气涡轮冲压发动机和火箭基循环组合发动机，共用进气道1和尾喷管5可以起到减小空气阻力的作用。

进气道1的管道上设置有进气道导向器2，进气道导向器2，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口，以使得进气道1与空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在空气涡轮冲压发动机速度大于等于2马赫时，转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，以将进气道1与火箭基循环组合发动机内部连通，并将速度提升到6马赫。其中，2-3马赫发动机为亚燃模态，5-6马赫后发动机启动超然模态。

其中，进气道导向器2为铰接在进气道1中部的挡板，进气道导向器2连接有电机动作机构，并通过电机动作机构以控制进气道导向器2的转动。当达到冲压工作马赫数时，进气道导向器2直接进行转换，将空气涡轮冲压发动机工作模式转换到火箭基循环组合发动机工作模式，而不存在中间过渡状态，工作稳定。

空气涡轮冲压发动机内部从进气道1一侧起，依次设置有涡轮增压***和ATR燃烧室6，涡轮增压***包括共轴设置的压气机10和涡轮7，涡轮7通过节流阀8连接有燃气发生器9。

火箭基循环组合发动机包括与进气道1连通设置的RBCC补燃室4。RBCC补燃室4就是RBCC发动机燃烧室后的一个供补燃实现二次燃烧的腔室，类似于航空发动机中的加力燃烧室。

双模冲压燃烧室4上设有支板主火箭3和燃料喷嘴11。支板主火箭3就是RBCC火箭基循环组合发动机的火箭部分，实现发动机工作过程中对燃料的点火，起稳定燃烧的作用。喷嘴11是实现液体燃料的二次喷注，可提高推力，其燃烧的火焰羽流又可作为诱导火焰和主火焰稳定器，有助于稳定燃烧。

本发明涡轮火箭组合冲压发动机的工作方法如下：

步骤1、涡轮火箭组合冲压发动机在刚启动，或者在Ma<2的低速条件下,进气道导向器2转向并封闭火箭基循环组合发动机的入口，发动机处于ATR状态；

步骤2、通过燃气发生器9产生高压燃气以驱动涡轮7做功，涡轮7带动压气机10来压缩空气，以对进入共用进气道1的空气进行增压，经过增压后的空气为旋流，能促进其与涡轮7后的高压燃气进行掺混，将经过增压后的空气和涡轮增压***产生的高压燃气进行掺混，掺混燃气在ATR燃烧室6内进行燃烧，最后通过尾喷管5排出，产生推力；

步骤3、当涡轮火箭组合冲压发动机的速度Ma>2时，进气道导向器2转向并封闭空气涡轮冲压发动机的入口，启动RBCC发动机，增压空气与支板火箭10的富燃燃气进行掺混燃烧，RBCC流道中的燃料喷嘴11进行燃料二次喷注，既提高推力，火焰羽流又可作为诱导火焰和主火焰稳定器，有助于稳定燃烧，在RBCC补燃室4中进一步燃烧，最后经喷管7排出，产生推力并持续工作，可以将本发明涡轮火箭组合冲压发动机的速度提升到6马赫。

在低速条件下，发动机呈ATR模式。由于初始来流空气总压较低，在ATR燃烧室6中组织燃烧极为困难且效率很低，因此通过空气涡轮冲压发动机的压气机10对来流空气增压来提高燃烧室入口空气压力及温度；通过调节节流阀8提高燃气发生器9的流量来提高来流空气总温总压以及增大空气流量，起到增大发动机推力的作用，以使涡轮火箭组合冲压发动机加速。空气涡轮冲压发动机让涡轮火箭组合冲压发动机加速到大约2马赫，然后进气导向器2转向并封闭所述空气涡轮冲压发动机的入口，转换为RBCC模式，其中火箭的流量由推力需求来进行调节。

本发明的涡轮火箭组合冲压发动机，简称TRCR，它与固体火箭发动机、固冲发动机以及涡喷发动机相比，具备以下优势和特点：

1、具备自启动和零速加速的能力，能像涡喷发动机一样工作在亚声速和超声速条件下，加速段能有较大的推重比，比冲高；

2、发动机在全程工作中，ATR模式可通过调节燃气发生器的流量和RBCC模式可调节支板主火箭的开关及流量大小来实现推力调节，以此进行机动飞行，具备变弹道、长航程的特点；

3、工作范围宽广0～Ma8+，全空域，对飞行状态的变化不敏感。

本发明涡轮火箭组合冲压发动机在低速下，工作主要靠火箭基循环组合发动机，比冲低，引射状态的推力增益小，而空气涡轮冲压发动机由于存在主动增压的过程，可以有大的推力比冲，因此想到并联实现综合性能的提升；其次，在更高的空域直至真空中，火箭模态逐渐成为唯一工作模式，因此，本发明的涡轮火箭组合冲压发动机的飞行高度更高无限制，飞行速度更大。

另外，本发明的涡轮火箭组合冲压发动机作为两级入轨飞行器第一级的动力装置，可以使用空气涡轮冲压发动机和支板主火箭3进行水平起飞，达到一定高度15km左右，使用火箭基循环组合发动机亚燃冲压进行加速，在更高海拔时，飞行速度达到Ma>5时实现超燃冲压模式，达到分离高度后释放上面级，最后进行滑翔返回。在整个工作过程中，该涡轮火箭组合冲压发动机充分利用了空气中的氧气，极大的提高了发动机的比冲。因此，涡轮火箭组合冲压发动机TRCR具有自加速、长航程、变弹道、高比冲等特点，作为临近空间或天地往返运载器动力***，具有非常好的应用前景。

Claims (7)

1.涡轮火箭组合冲压发动机，其特征在于，包括共用进气道(1)且共用尾喷管(5)的空气涡轮冲压发动机和火箭基循环组合发动机，所述进气道(1)的管道上设置有进气道导向器(2)；

所述进气道导向器(2)，用于在空气涡轮冲压发动机低速启动时，转向并封闭所述火箭基循环组合发动机的入口，以使得所述进气道(1)与所述空气涡轮冲压发动机内部连通；还用于在所述空气涡轮冲压发动机速度大于等于2马赫时，转向并封闭所述空气涡轮冲压发动机的入口，以将所述进气道(1)与所述火箭基循环组合发动机内部连通，以启动所述冲压发动机。

2.如权利要求1所述的涡轮火箭组合冲压发动机，其特征在于，所述进气道导向器(2)为铰接在所述进气道(1)中部的挡板，所述进气道导向器(2)连接有电机动作机构，并通过电机动作机构以控制所述进气道导向器(2)的转动。

3.如权利要求1或2所述的涡轮火箭组合冲压发动机，其特征在于，所述空气涡轮冲压发动机内部从进气道(1)一侧起，依次设置有涡轮增压***和ATR燃烧室(6)，所述涡轮增压***包括共轴设置的压气机(10)和涡轮(7)，所述涡轮(7)通过节流阀(8)连接有燃气发生器(9)。

4.如权利要求1或2所述的涡轮火箭组合冲压发动机，其特征在于，所述火箭基循环组合发动机包括与所述进气道(1)连通设置的RBCC补燃室(4)。

5.如权利要求4所述的涡轮火箭组合冲压发动机，其特征在于，所述双模冲压燃烧室(4)上设有支板主火箭(3)和燃料喷嘴(11)。

6.如权利要求1-5所述的涡轮火箭组合冲压发动机的工作方法，其特征在于，按照以下步骤实施：

步骤1、空气涡轮冲压发动机在刚启动，或者在速度小于2马赫的低速条件下,进气道导向器(2)转向并封闭所述火箭基循环组合发动机的入口，发动机处于ATR状态；

步骤2、通过涡轮增压***对进入共用进气道(1)的空气进行增压，将经过增压后的空气和涡轮增压***产生的高压燃气进行掺混，掺混燃气在ATR燃烧室(6)内进行燃烧，最后通过尾喷管(5)排出，产生推力；

步骤3、当空气涡轮冲压发动机的速度超过2马赫时，进气道导向器(2)转向并封闭所述空气涡轮冲压发动机的入口，火箭基循环组合发动机的进气道打开并开始工作。

7.如权利要求6所述的涡轮火箭组合冲压发动机的工作方法，其特征在于，所述步骤2中，所述涡轮增压***的具体工作过程为：通过燃气发生器(9)产生高压燃气以驱动涡轮(7)做功，所述涡轮(7)带动压气机(10)来对进入共用进气道(1)的空气进行增压。