CN110131074B - 一种双组元空气涡轮火箭推进*** - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种飞行器动力***，具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进***，解决了现有飞行器动力***不能满足高超声速飞行器对动力***的需求的技术问题。本发明的技术解决方案是：一种双组元空气涡轮火箭推进***，包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体、二次燃烧室和尾喷管；发动机壳体和二次燃烧室的内腔设置整流锥、轴流风扇、连接轴、一次燃烧室、燃气涡轮和掺混装置；整流锥的出口端连接在轴流风扇入口；轴流风扇与燃气涡轮之间设置一次燃烧室；一次燃烧室的入口连接推进剂供应管路，出口连接燃气涡轮的入口；燃气涡轮的出口与掺混装置中的内流道连通；掺混装置和二次燃烧室之间形成的外流道与轴流风扇的出口连通。

Description

一种双组元空气涡轮火箭推进***

技术领域

本发明涉及一种飞行器动力***，具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进***。

背景技术

飞行器是航空航天技术的核心，是现代科学技术高度综合的产物。高超声速飞行器是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器，具有突防成功率高的特点，有着巨大的军事价值和潜在的经济价值，高超声速飞行器是航空航天领域的重要研究发展方向。

高超声速飞行器不仅需要以高超声速(超过5倍音速)进行巡航飞行，又要能够水平起降，还必须可重复使用，所以其动力***必须具备宽马赫数工作的能力。马赫数是指，飞行器在空气中的运行速度与该高度远前方未受扰动的空气中的音速的比值。

现有的飞行器动力***，主要分为活塞式发动机、涡轮喷气式发动机、冲压发动机、火箭发动机等。火箭发动机不能重复，活塞式发动机、涡轮喷气式发动机和冲压发动机的工作马赫数均较窄；其中，活塞式发动机和涡轮喷气式发动机存在工作马赫数上限，该上限值一般不超过马赫2，不能满足新型高超声速飞行器高超声速飞行的要求；冲压发动机存在工作马赫数下限，工作范围不能低于马赫3，不能满足新型高超声速飞行器水平起降的要求。

发明内容

为了解决现有飞行器动力***不能满足高超声速飞行器对动力***的需求的技术问题，本发明提供了一种双组元空气涡轮火箭推进***。

本发明的技术解决方案是：

一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特殊之处在于：

包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体、二次燃烧室和尾喷管；

所述发动机壳体和二次燃烧室的内腔沿燃气喷射方向依次设置整流锥、轴流风扇、连接轴、一次燃烧室、燃气涡轮和掺混装置；

所述整流锥的出口端连接在轴流风扇的入口上；所述连接轴的一端固定套装在轴流风扇的内孔中，连接轴的另一端固连燃气涡轮；轴流风扇与燃气涡轮之间设置一次燃烧室；一次燃烧室的入口连接推进剂供应管路，出口连接燃气涡轮的入口；燃气涡轮的出口固连掺混装置，并与掺混装置中的内流道连通；掺混装置和二次燃烧室之间形成的外流道与轴流风扇的出口连通，掺混装置的出口位于二次燃烧室内。

进一步地，为了降低燃气压力损失，减小发动机热辐射，提高发动机性能，所述一次燃烧室包括环形喷注器和密封固连在环形喷注器一端的环形身部；

所述环形喷注器包括沿燃气喷射方向依次密封固连的外底、中底和内底；所述外底与所述中底之间形成第一腔体；所述中底与所述内底之间形成第二腔体；

所述环形身部为双层结构，包括环形内身部和与环形内身部同轴设置的环形外身部；所述环形内身部和所述环形外身部远离环形喷注器的一端均为喇叭口；所述环形内身部、环形外身部和内底之间形成第三腔体；

所述中底上设置多个连通所述第一腔体与所述第三腔体的第一喷嘴；所述内底上设置连通所述第二腔体与所述第三腔体的多个第二喷嘴和第三喷嘴；

所述第三腔体内设有多个隔板；多个所述隔板沿所述环形内身部的周向均布，且所述隔板固定在环形内身部和内底上。

进一步地，为了提高富燃燃气在空气中的穿透能力，缩短气流掺混距离，增强空气-富燃燃气混合的均匀性及掺混装置的火焰稳定能力，所述掺混装置包括斜切式波瓣混合器和盖板；

所述斜切式波瓣混合器为中空结构，其前端为圆筒形结构，后端沿圆周方向设置多个内部中空的凸起；所述凸起靠近尾喷管的一侧为开口，且开口呈菊花瓣状结构；

所述盖板的外形与开口的外形相匹配，并安装在该开口；

所述斜切式波瓣混合器和所述盖板之间形成内流道，内流道通过所述盖板上设置的多个喷注孔与二次燃烧室连通；

多个凸起的外表面与所述二次燃烧室的内壁之间形成外流道。

进一步地，所述凸起的截面为三角形。

进一步地，所述二次燃烧室与尾喷管内壁均设置隔热衬筒。

进一步地，所述轴流风扇为五级轴流风扇，其中第一级风扇和第三级风扇与所述连接轴固连，第二级风扇、第四级风扇和第五级风扇与发动机壳体固连。

进一步地，所述一次燃烧室出口与燃气涡轮的进口焊接。

进一步地，所述一次燃烧室的材质为GH230。

进一步地，所述掺混装置的材质为GH230。

本发明相比现有技术的有益效果是：

1、本发明将火箭发动机和涡轮喷气发动机相结合，在轴流风扇与燃气涡轮之间设置一次燃烧室，氧化剂和燃料在一次燃烧室内燃烧生成富燃燃气，富燃燃气膨胀做功驱动燃气涡轮转动，燃气涡轮带动轴流风扇转动，将轴流风扇和燃气涡轮的流量、压力等参数解耦，拓宽了发动机的工作马赫数；使用本发明的高超声速飞行器具备在马赫数0～4范围内工作的能力，满足高超声速飞行器可重复使用、水平起降和高超声速进行巡航飞行的需求。

2、本发明结构紧凑，一次燃烧室位于发动机的内部，改变了传统的一次燃烧室位于发动机外部的布局，有效降低了燃气压力损失，减小了发动机热辐射，提高了发动机性能。

3、本发明中的掺混装置的流道分为内流道和外流道，掺混装置上设有连通内流道和外流道的喷注孔，流经内流道的富燃燃气与流经外流道的空气通过掺混装置进行高效掺混后再进入二次燃烧室进行二次燃烧，可实现二次差异化分流，提高了富燃燃气在空气中的穿透能力，缩短了气流掺混距离，增强了空气-富燃燃气混合的均匀性及掺混装置的火焰稳定能力，能够在压力损失较低(富燃燃气在混合器中总压恢复系数≮0.80，混合器引起的空气路总压恢复系数约为0.98)的情况下，实现Ma0～3.5来流条件下组合动力发动机燃烧室空气-富燃燃气的稳定高效燃烧。

4、本发明在掺混装置的内流道出口安装盖板对富燃燃气进行收集，并用喷注孔实现二次差异化分流，通过调整喷注孔尺寸、位置、数量可以均衡整个二次燃烧室的余气系数，使得燃烧释热位置可控，既能够在掺混装置后方的燃烧室轴线附近形成一个低速稳焰区，实现空气和富燃燃气稳定高效燃烧，又可避免燃烧室外壁出现局部高温区，降低了燃烧室热防护难度。

5、本发明通过在掺混装置的内流道出口安装盖板，增加了结构整体刚度，掺混装置选择相对较小的壁厚即可满足工作需求；掺混、稳焰装置采用一体化设计，结构简单紧凑、可靠性高，无需在燃烧室中额外布置火焰稳定器装置，气流损失小，有利于缩短发动机长度，减轻重量。

附图说明

图1是本发明一个具体实施例的结构示意图；

图2是该实施例中一次燃烧室的结构示意图；

图3是图2的局部放大图；

图4是该实施例中掺混装置的结构示意图；

图5是该实施例中掺混装置的右视图；

图6是该实施例中斜切式波瓣混合器的结构示意图；

图7是该实施例中盖板的结构示意图；

附图标记为：

1-整流锥，2-轴流风扇，3-壳体，4-连接轴，5-一次燃烧室，501-外底，502-中底，503-内底，504-第一腔体，505-第二腔体，506-环形内身部，507-环形外身部，508-第三腔体，509-第一喷嘴，510-第二喷嘴，511-第三喷嘴，512-隔板，6-燃气涡轮，7-掺混装置，701-斜切式波瓣混合器，702-盖板，703-喷注孔，704-凸起，8-二次燃烧室，9-尾喷管。

具体实施方式

以下结合附图及具体实施例对本发明做进一步的描述。

参照图1，一种双组元空气涡轮火箭推进***，包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体3、二次燃烧室8和尾喷管9。

发动机壳体3和二次燃烧室8的内腔沿燃气喷射方向依次设置整流锥1、轴流风扇2、连接轴4、一次燃烧室5、燃气涡轮6和掺混装置7。为了减少热量损失，二次燃烧室8与尾喷管9内壁均设置隔热衬筒。

整流锥1的出口端连接在轴流风扇2的入口上。连接轴4的一端套装在轴流风扇2的内孔中，并与轴流风扇2固连，连接轴4的另一端固连燃气涡轮6。本实施例中的轴流风扇2为五级轴流风扇，其中第一级风扇和第三级风扇通过键与连接轴4固连，第二级风扇、第四级风扇和第五级风扇通过螺栓与发动机壳体3固连。轴流风扇2与燃气涡轮6之间设置一次燃烧室5。

参照图2和图3，一次燃烧室5包括环形喷注器和密封固连在环形喷注器一端的环形身部。环形喷注器包括沿燃气喷射方向依次密封固连的外底501、中底502和内底503；外底501与中底502之间形成第一腔体504；中底502与内底503之间形成第二腔体505。

环形身部为双层结构，包括环形内身部506和与环形内身部506同轴设置的环形外身部507。环形内身部506和环形外身部507远离环形喷注器的一端均为喇叭口；环形内身部506、环形外身部507和内底503之间形成第三腔体508。

中底502上设置多个连通第一腔体504与第三腔体508的第一喷嘴509；内底503上设置连通第二腔体505与第三腔体508的多个第二喷嘴510和第三喷嘴511。

第三腔体508内设有多个隔板512；隔板512沿环形内身部506的周向均布，且隔板512固定在环形内身部506和内底503上。第三腔体508还可根据发动机总体需要安装其它组件。

参照图1，一次燃烧室5的入口连接推进剂供应管路，出口与燃气涡轮6的进口焊接。燃气涡轮6的出口与掺混装置7的入口焊接。

参照图5至图7，掺混装置7包括斜切式波瓣混合器701和盖板702；

斜切式波瓣混合器701为中空结构，其前端为圆筒形结构，后端沿圆周方向设置多个内部中空的凸起704；凸起704靠近尾喷管的一侧为开口，且开口呈菊花瓣状结构；盖板702的外形与开口的外形相匹配，并安装在该开口。

斜切式波瓣混合器701和盖板702之间形成内流道，内流道通过盖板702上设置的多个喷注孔703与二次燃烧室8连通；多个凸起704的外表面与二次燃烧室8的内壁之间形成外流道。凸起704的截面为三角形。

斜切式波瓣混合器701凸起704的切角范围可为20-45度，凸起704的数量可为12个到24个之间。

本实施例中凸起704的数量为12个，切角为30度，斜切式波瓣混合器701尾缘截面直径为90mm。喷注孔703的形状不限于圆形，其尺寸、位置、方向和数目可根据来流参数进行选取。参数设计原则为：既要保证掺混装置7波瓣后方空气、富燃燃气均匀掺混，又要确保掺混装置7后方轴线附近的低速回流区余气系数在一个合理的范围内(通常在0.8～1.2之间)，进而在掺混装置7后方形成一个低速稳焰区，保证燃料在二次燃烧室8中的高效、稳定燃烧。此外，喷注孔703的总面积取值应确保气流压力损失满足发动机总体性能设计要求。本实施例中，喷注孔703为圆形，直径0.5～8mm不等，方向与轴向平行，总面积为掺混装置7内流道富燃燃气入口总面积的8％。

一次燃烧室5中的富燃燃气经内流道进入二次燃烧室8内，轴流风扇2压缩的空气经外流道进入二次燃烧室8内，同时富燃燃气和空气在二次燃烧室8内进行掺混燃烧。

该实施例利用斜切式波瓣混合器701与盖板702间形成的内流道，将富燃燃气收集起来，通过斜切式波瓣混合器701及盖板702上的喷注孔703进行二次分流。根据燃烧室尺度和入口来流参数优化斜切式波瓣混合器701的波瓣数目、波瓣尾缘斜切角、喷注孔大小、相对位置、方向和数目以及混合器出口尾端截面直径等参数，在气流压力损失较低(富燃燃气在混合器中总压恢复系数≮0.80)的情况下，实现外轴流风扇2压缩的空气与富燃燃气的强化掺混及稳定高效燃烧。

一次燃烧室5和掺混装置7的材质均为GH230。

本实施例中轴流风扇2设计点范围是2～5，设计点效率不低于0.88；燃气涡轮6设计点范围是8～30，设计点效率不低于0.8；一次燃烧室效率不低于0.9；二次燃烧室8燃烧效率不低于0.95，点火延迟不大于10ms；空气流阻损失不大于10％，燃气流阻损失不大于20％；尾喷管9的流量系数不低于0.98，喉部与喷管出口面积比为0.6；比冲可达900s。

本***的工作原理如下：

氧化剂和燃料通过推进剂供应管路后分别进入第一腔体504和第二腔体505，第一腔体504内的氧化剂再通过第一喷嘴509进入第三腔体508内，同时第二腔体505内的燃料也通过第二喷嘴510和第三喷嘴511进入第三腔体508内。氧化剂和燃料在第三腔体508内进行混合、燃烧，其中从第二喷嘴510和第三喷嘴511喷出的部分燃料形成液膜对环形身部进行冷却，第三腔体508中设置隔板512，以抑制燃烧不稳定和增加环形身部的刚性。

进入一次燃烧室5内，在一次燃烧室5自然或点火燃烧后生成富燃燃气，富燃燃气经燃气涡轮6膨胀做功，然后经过掺混装置7的内流道后进入二次燃烧室8内，与此同时，燃气涡轮6带动轴流风扇2旋转，来流空气通过轴流风扇2压缩后通过掺混装置的外流道进入二次燃烧室8内，富燃燃气与空气在二次燃烧室8内掺混燃烧，燃气最终经尾喷管9喷出，产生推力。

由于本实施例中掺混装置的斜切式波瓣混合器701的内流道出口安装盖板702，将内流道德富燃燃气收集起来，并利用斜切式波瓣混合器701及盖板702上的喷注孔703二次分流进入二次燃烧室8，以此提高富燃燃气喷注压力，进而提高富燃燃气在气态环境中的穿透能力。根据来流参数调整喷注孔尺寸、相对位置、方向及数目，实现差异化分流，可以在压力损失较低的情况下，提高空气与富燃燃气的质量交换率，使得斜切式波瓣混合器701出口混气压力、温度和速度比较均匀，燃烧区分布更为广泛，燃烧更为剧烈。同时，在斜切式波瓣混合器701上布置喷注孔703，一方面能够使得部分富燃燃气与空气在在掺混装置7出口之前预先混合；另一方面有助于提高空气的湍流度，强化气流掺混效果，缩短在掺混装置7后方的掺混距离。此外，盖板702的布置能够增加掺混装置7后方二次燃烧室8轴线附近的低速回流区范围。通过调整喷注孔尺寸、位置分布及数目，可以使得低速区的余气系数在一个合理的范围内，进而在掺混装置7后方的二燃烧室8轴线附近形成一个低速稳焰区，保证混气在二燃烧室8中的稳定燃烧。

由于该***设置了一次燃烧室5，将轴流风扇2和燃气涡轮6的流量、压力等参数解耦，拓宽了发动机的工作马赫数；使用该***的高超声速飞行器具备在马赫数0～4范围内工作的能力，既能以高超声速进行巡航飞行，又要能够水平起降，还可重复使用。

以上所述仅为本发明的实施例，并非对本发明保护范围的限制，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (8)

1.一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：

包括沿燃气喷射方向依次连接的发动机壳体(3)、二次燃烧室(8)和尾喷管(9)；

所述发动机壳体(3)和二次燃烧室(8)的内腔沿燃气喷射方向依次设置整流锥(1)、轴流风扇(2)、连接轴(4)、一次燃烧室(5)、燃气涡轮(6)和掺混装置(7)；

所述整流锥(1)的出口端连接在轴流风扇(2)的入口上；所述连接轴(4)的一端固定套装在轴流风扇(2)的内孔中，连接轴(4)的另一端固连燃气涡轮(6)；轴流风扇(2)与燃气涡轮(6)之间设置一次燃烧室(5)；一次燃烧室(5)的入口连接推进剂供应管路，出口连接燃气涡轮(6)的入口；燃气涡轮(6)的出口固连掺混装置(7)，并与掺混装置(7)中的内流道连通；掺混装置(7)和二次燃烧室(8)之间形成的外流道与轴流风扇(2)的出口连通，掺混装置(7)的出口位于二次燃烧室(8)内；

所述一次燃烧室(5)包括环形喷注器和密封固连在环形喷注器一端的环形身部；

所述环形喷注器包括沿燃气喷射方向依次密封固连的外底(501)、中底(502)和内底(503)；所述外底(501)与所述中底(502)之间形成第一腔体(504)；所述中底(502)与所述内底(503)之间形成第二腔体(505)；

所述环形身部为双层结构，包括环形内身部(506)和与环形内身部(506)同轴设置的环形外身部(507)；所述环形内身部(506)和所述环形外身部(507)远离环形喷注器的一端均为喇叭口；所述环形内身部(506)、环形外身部(507)和内底(503)之间形成第三腔体(508)；

所述中底(502)上设置多个连通所述第一腔体(504)与所述第三腔体(508)的第一喷嘴(509)；所述内底(503)上设置连通所述第二腔体(505)与所述第三腔体(508)的多个第二喷嘴(510)和第三喷嘴(511)；

所述第三腔体(508)内设有多个隔板(512)；多个所述隔板(512)沿所述环形内身部(506)的周向均布，且所述隔板(512)固定在环形内身部(506)和内底(503)上。

2.根据权利要求1所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：

所述掺混装置(7)包括斜切式波瓣混合器(701)和盖板(702)；

所述斜切式波瓣混合器(701)为中空结构，其前端为圆筒形结构，后端沿圆周方向设置多个内部中空的凸起(704)；所述凸起(704)靠近尾喷管的一侧为开口，且开口呈菊花瓣状结构；

所述盖板(702)的外形与开口的外形相匹配，并安装在该开口；

所述斜切式波瓣混合器(701)和所述盖板(702)之间形成内流道，内流道通过所述盖板(702)上设置的多个喷注孔(703)与二次燃烧室(8)连通；

多个凸起(704)的外表面与所述二次燃烧室(8)的内壁之间形成外流道。

3.根据权利要求2所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：所述凸起(704)的截面为三角形。

4.根据权利要求3所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：所述二次燃烧室(8)与尾喷管(9)内壁均设置隔热衬筒。

5.根据权利要求4所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：所述轴流风扇(2)为五级轴流风扇，其中第一级风扇和第三级风扇与所述连接轴(4)固连，第二级风扇、第四级风扇和第五级风扇与发动机壳体(3)固连。

6.根据权利要求5所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：所述一次燃烧室(5)出口与燃气涡轮(6)的进口焊接。

7.根据权利要求6所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：所述一次燃烧室(5)的材质为GH230。

8.根据权利要求7所述的一种双组元空气涡轮火箭推进***，其特征在于：所述掺混装置(7)的材质为GH230。

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