CN109184953A - 一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机 - Google Patents

Abstract

一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，涉及组合式发动机。设有进气道、扩张段、旋转爆震火箭、混合段、冲压燃烧室和尾喷管；所述冲压燃烧室与旋转爆震火箭燃烧室串联，所述进气道、扩张段、混合段、冲压燃烧室和尾喷管依次连接，在进气道与扩张段、扩张段与混合段、混合段与冲压燃烧室、冲压燃烧室与尾喷管之间分别由连接件连接；在混合段中设有旋转爆震火箭和火焰稳定器；组合式发动机工作模态分为4个阶段：阶段一为马赫0～2旋转爆震火箭单独工作；阶段二为马赫2～3采用旋转爆震火箭冲压共同工作模式；阶段三为马赫3～4.5采用亚燃冲压发动机工作模式；阶段四为马赫4.5～7采用超燃冲压发动机工作。

Description

一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机

技术领域

本发明涉及组合式发动机，尤其是涉及利用火箭模态的一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机。

背景技术

连续旋转爆震燃烧室结构紧凑，是一种具有颠覆性的推进方式，其中旋转爆震火箭比冲高，结构简单，易于与冲压发动机组合，满足宽速域，宽空域的空天组合发动机要求。

欧洲导弹集团(MBDA)公司和俄罗斯正在合作的“英仙座”(Perseus)导弹***，使用了冲压连续旋转爆震波发动机。波兰及日本的研究者提出了涡轮增强连续旋转爆震发动机的概念，认为该发动机具有效率高、设计简单、花费低等优点，有很好的发展前景([1]Okninski A,Marciniak B,Bartkowiak B,et al.Development of the Polish SmallSounding Rocket Program[J].Acta Astronautica,2015,108(March–April 2015):46-56；[2]Kindracki J,Wolański P,Gut Z.Experimental research on the rotatingdetonation in gaseous fuels–oxygen mixtures[J].Shock Waves,2011,21(2):75-84)。波兰华沙工业大学开展了火箭模态、涡轮与连续旋转爆震组合的实验研究。2016年成功进行了国际首次以连续旋转爆震发动机为动力的飞行试验，2018年日本名古屋大学进行了液氧液体甲烷的旋转爆震火箭的点火和地面试车工作，国内31所等单位开展了旋转爆震冲压发动机的点火等工作。

国内在近几十年来，对爆震及其组合发动机技术开展了大量理论与试验研究工作。主要研究机构包括航天31所、清华大学、北京大学、南京航空航天大学、南京理工大学、西北工业大学、国防科技大学、空军工程大学、29基地、中科院力学所、厦门大学等。旋转爆震基础研究取得一定的进展，具备了发展新一代空天动力的理论基础。

发明内容

本发明的目的在于针对低马赫飞行中亚燃冲压燃烧室来流压力低、温度低造成燃烧不稳定等问题，提供可解决上述问题，实现飞行器宽速域的飞行，组合发动机尺寸小，推重比高，既可以单独作为动力在马赫数0～7飞行，也可以用于衔接涡轮基组合动力发动机在马赫2～3时涡轮与冲压发动机推力鸿沟的一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机。

本发明设有进气道、扩张段、旋转爆震火箭、混合段、冲压燃烧室和尾喷管；所述冲压燃烧室与旋转爆震火箭燃烧室串联，所述进气道、扩张段、混合段、冲压燃烧室和尾喷管依次连接，在进气道与扩张段、扩张段与混合段、混合段与冲压燃烧室、冲压燃烧室与尾喷管之间分别由连接件连接；在混合段中设有旋转爆震火箭和火焰稳定器；组合发动机工作模态分为4个阶段：阶段一为马赫0～2旋转爆震火箭单独工作；阶段二为马赫2～3采用旋转爆震火箭冲压共同工作模式；阶段三为马赫3～4.5采用亚燃冲压发动机工作模式；阶段四为马赫4.5～7采用超燃冲压发动机工作。

阶段一：空气经进气道、扩张段到达旋转爆震火箭燃烧室空腔后与旋转爆震火箭燃烧室高温高压尾气混合经过冲压燃烧室和尾喷管，将热能转化为动能；空气在旋转爆震火箭的空腔中通过对流对旋转爆震火箭燃烧室壁面起冷却作用，降低旋转爆震火箭燃烧室壁面的热防护需求。

阶段二：进气道捕获的空气在旋转爆震火箭燃烧室空腔中通过热对流使温度得以第一次提升；在混合段，空气与高温高压尾气混合形成径向分布均匀的高温高压混合气，混合过程中来流空气温度得以二次提升；冲压燃烧室中采用燃油喷射与火焰稳定器一体化设计，利用火焰稳定器使混合气径向分布进一步优化，同时利用高温高压混合气提高亚燃喷射煤油温度，加快燃油蒸发，增强油气混合；高温高压混合气与喷射的煤油在亚燃燃烧室中稳定燃烧，最后通过尾喷管将混合气的热能转化为动能；阶段二中旋转爆震火箭的高温高压尾气对空气起增温增压作用，拓宽冲压发动机工作速域。

阶段三：在飞行马赫数3～4.5时，旋转爆震火箭的发动机关闭，亚燃冲压单独提供动力；

阶段四：在飞行马赫数4.5～7时，进入冲压燃烧室来流速度为超声速，通过改变燃油当量比使冲压燃烧室处于超燃模态。

所述进气道，是能够在超声速飞行条件下把来流空气从超声速减速到燃烧室内燃料与空气燃烧所需要的亚声速，同时能够为燃烧室提供足够质量流量的空气，以满足燃料有效燃烧所需要的氧气。

所述旋转爆震火箭由旋转爆震火箭燃烧室和旋转爆震火箭喷管组成。液氧煤油通过挤压或者泵压方式分别进入旋转爆震火箭燃烧室，通过高能点火燃烧，最后经旋转爆震火箭喷管排出。

所述火焰稳定器为吸气蒸发式尾缘吹气稳定器，由Y型稳定器头罩、混合腔、气动喷油装置和后挡板组成，并新增回流区油气孔。燃料首先由内置逆喷式挡板雾化，再由火焰稳定器头部开孔吸入的气体在挡板边缘对燃油进一步剪切雾化，在混合腔内进行油气掺混，最后由尾缘吹出大部分油气并被主流再次雾化与气流混合燃烧，少部分油气由后挡板开缝直接吹入回流区增强燃烧。

本发明描述了一种新型火箭式旋转爆震冲压发动机概念，可以实现飞行器宽速域的飞行。

本发明使冲压燃烧室来流增温增压解决了冲压燃烧室在低马赫下工作性能差的问题，克服了涡轮基组合动力马赫数2～3之间的推力鸿沟问题，实现了飞行器宽速域飞行，有效提高了组合发动机的燃料比冲和推重比。

与传统火箭基冲压组合发动机相比，本发明具有以下优点：

(1)旋转爆震火箭冲压组合发动机结构简单、比冲高，与相同体积固体火箭冲压发动机相比，旋转爆震能够比火箭提供两倍多的冲量，续航能力得以提高，对亚燃燃烧室入口空气的增温增压作用明显增强，且相对吸气式旋转爆震冲压模式技术成熟度高；

(2)旋转爆震火箭燃烧室尺寸较小，需要采取热防护措施的燃烧室面积相对较小，降低了热防护的要求；

(3)来流空气与旋转爆震的剪切接触面更大，增温增压能力更强，使冲压发动机在较低马赫数下(Ma＝2～3)也能够高效燃烧。

附图说明

图1为本发明实施例的主视图。

图2为本发明实施例的半剖图。

图3为本发明实施例的左视图。

图4为本发明实施例混合段的剖视图。

图5为本发明实施例旋转爆震火箭零件立体示意图。

图6为本发明实施例旋转爆震火箭零件剖面示意图。

在图中，各标记为：1是进气道，2是连接件一，3是扩张段，4是旋转爆震火箭，5是空腔，6是连接件二，7是混合段，8是火焰稳定器，9是连接件三，10是冲压燃烧室，11是连接件四，12是尾喷管，13是旋转爆震火箭燃烧室，14是旋转爆震火箭喷管，15是Y型火焰稳定器头罩，16是挡板式喷油装置，17是混合腔，18是后挡板。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的优选实施例进行说明，即此处所描述的优选实施例仅用于说明和解释本发明，并不用于限定本发明。

如图1～6所示，本发明实施例由进气道1、扩张段3、旋转爆震火箭4、混合段7、火焰稳定器8、冲压燃烧室10和尾喷管12构成。所述进气道1、扩张段3、混合段7、冲压燃烧室10和尾喷管12依次连接，在进气道1与扩张段3、扩张段3与混合段7、混合段7与冲压燃烧室10、冲压燃烧室10与尾喷管12之间分别由连接件一2、连接件二6、连接件三9、连接件四11连接；在混合段中设有旋转爆震火箭燃烧室13、旋转爆震火箭喷管14、Y型火焰稳定器头罩15、挡板式喷油装置16、混合腔17和后挡板18。

所述进气道1在飞行马赫数2.5时进气道出口为0.8马赫，经扩张段3到达旋转爆震火箭空腔5；所述旋转爆震火箭燃烧室13将挤压入液氧和煤油燃烧产生高温高压尾气并通过旋转爆震火箭喷管14排出；所述来流在空腔5产生热对流降低旋流燃烧室壁面温度且来流空气温度得以提高；而后，空气与旋转爆震火箭燃烧室13产生的高温高压气体在混合段7混合，再经火焰稳定器8使混合气温度与速度径向分布更为均匀和加强燃气混合进入亚燃燃烧室10燃烧，最后通过尾喷管12排出。所述进气道1可采用超声速进气道。

当飞行马赫数5时进气道出口为1.2马赫，经扩张段3到达旋转爆震火箭空腔5；所述旋转爆震火箭燃烧室13将挤压入液氧和煤油燃烧产生高温高压混合气并通过喷管14排出；所述来流在空腔5产生热对流降低旋流火箭燃烧室壁面温度且来流空气温度得以提高；而后，空气与旋转爆震火箭燃烧室13产生的高温高压气体在混合段7混合，再经火焰稳定器8到达冲压燃烧室10超燃模态燃烧，最后通过尾喷管12排出；

所述冲压燃烧室10在飞行马赫数为2～4.5时处于亚燃模态，飞行马赫数4.5～7时冲压燃烧室为超燃模态。

所述旋转爆震火箭由旋转爆震火箭燃烧室13和旋转爆震火箭喷管14组成。液氧煤油通过挤压方式分别进入旋转爆震火箭燃烧室13，通过高能点火燃烧，最后经旋转爆震火箭喷管14排出到混合段7。

所述火焰稳定器8为吸气蒸发式尾缘吹气稳定器，由Y型稳定器头罩15、混合腔17、挡板式喷油装置16和后挡板18组成。燃料首先由挡板式喷油装置16雾化，再由稳定器头部开孔吸入的气体在挡板边缘对燃油进一步剪切雾化，在混合腔17内进行油气掺混，最后由大部分油气经后挡板18并再次雾化与混合气混合燃烧。

本发明可实现飞行器在0～7马赫数的飞行，可有效克服冲压发动机在低马赫数下温度压力低等困难，组织稳定燃烧，提高燃烧室效率，拓宽冲压发动机工作速域。

本发明中空气流过旋转爆震燃烧室空腔时产生热对流，对来流空气进行一次加热的同时对旋转爆震燃烧室壁面进行冷却；旋转爆震燃烧室能够提供比传统火箭式发动机两倍多的冲量，续航能力得以提高，且增压增温作用更明显；旋转爆震燃烧室的尾气与空气混合使进入冲压燃烧室的来流温度压力得以提高，拓宽了冲压发动机工作速域，提高了燃烧效率；冲压燃烧室来流温度压力提高，进入火焰稳定器混合腔内使得燃油雾化更为彻底、均匀。

Claims (8)

1.一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于设有进气道、扩张段、旋转爆震火箭、混合段、冲压燃烧室和尾喷管，所述冲压燃烧室与旋转爆震火箭燃烧室串联，所述进气道、扩张段、混合段、冲压燃烧室和尾喷管依次连接，在进气道与扩张段、扩张段与混合段、混合段与冲压燃烧室、冲压燃烧室与尾喷管之间分别由连接件连接；在混合段中设有旋转爆震火箭燃烧室、旋转爆震火箭喷管、火焰稳定器、挡板式喷油装置、混合腔和后挡板。

2.如权利要求1所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述组合发动机工作模态分为4个阶段：阶段一为马赫0～2旋转爆震火箭单独工作；阶段二为马赫2～3采用旋转爆震火箭冲压共同工作模式；阶段三为马赫3～4.5采用亚燃冲压发动机工作模式；阶段四为马赫4.5～7采用超燃冲压发动机工作。

3.如权利要求2所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述阶段一：液氧煤油通过挤压或者泵压方式分别进入旋转爆震火箭燃烧室，通过高能点火燃烧，空气经进气道、扩张段到达旋转爆震火箭燃烧室空腔后与旋转爆震火箭燃烧室高温高压尾气混合经过冲压燃烧室和尾喷管，将热能转化为动能；空气在旋转爆震火箭空腔中通过对流对旋转爆震火箭燃烧室壁面起冷却作用，降低旋转爆震火箭燃烧室壁面的热防护需求。

4.如权利要求2所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述阶段二：进气道捕获的空气在旋转爆震火箭燃烧室空腔中通过热对流使温度得以第一次提升；在混合段，空气与高温高压燃气混合形成径向分布均匀的高温高压混合气，混合过程中来流空气温度得以二次提升；冲压燃烧室中采用燃油喷射与火焰稳定器一体化设计，利用火焰稳定器使混合气径向分布进一步优化，同时利用高温高压混合气提高亚燃喷射煤油温度，加快燃油蒸发，增强油气混合；高温高压混合气与喷射的煤油在亚燃燃烧室中稳定燃烧，最后通过尾喷管将混合气的热能转化为动能；阶段二中旋转爆震火箭的燃烧尾气对空气起增温增压作用，拓宽冲压发动机工作速域。

5.如权利要求2所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述阶段三：在飞行马赫数3～4.5时，旋转爆震火箭的发动机关闭，亚燃冲压单独提供动力。

6.如权利要求2所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述阶段四：在飞行马赫数4.5～7时，进入冲压燃烧室来流速度为超声速，通过改变燃油当量比使冲压燃烧室处于超燃模态。

7.如权利要求1所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述进气道，是在超声速飞行条件下把来流空气从超声速减速到燃烧室内燃料与空气燃烧所需要的亚声速。

8.如权利要求1所述一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机，其特征在于所述火焰稳定器为吸气蒸发式尾缘吹气稳定器，由Y型稳定器头罩、混合腔、气动喷油装置和后挡板组成。