CN209469512U - 喷流单点撞击压缩燃烧发动机及轴对称飞行器和升力体飞行器 - Google Patents
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Abstract
本实用新型提供了一种喷流单点撞击压缩燃烧发动机，它包括燃烧室，所述燃烧室的进气道端面上沿其周向均匀设置有多个推进剂喷孔，各推进剂喷孔的中心线延长线在共同相交于燃烧室中心线上的A点，所述燃烧室的进口端设置有控制各推进剂喷孔流量的进口阀门、出口端设置有出口阀门，所述进口阀门和出口阀门交替开关，且在进口阀门关闭后，出口阀门延时时间t后打开。该发动机可以在燃烧室内产生爆轰反应，瞬间释放出高热量，对高热量快速吸收利用，将其转化为推力，减少废气排入周围环境，提高了发动机的热效率，采用该发动机的轴对称飞行器和升力体飞行器飞行推力大、噪声及振动小。
Description
技术领域
本实用新型涉及的是一种喷流单点撞击压缩燃烧发动机及轴对称飞行器和升力体飞行器，属于飞行器技术领域。
背景技术
液体火箭发动机燃烧是基于多股喷流碰撞、雾化、点火(自燃)等物理过程，但它的目的是燃烧或爆燃，碰撞点很多且散布。即使利用闭式循环，发动机热效率仍然较低，发动机排出大量的废热。
同样，目前航空航天飞行器已用的各类发动机，包括活塞式、涡轮喷气(或风扇)式、冲压吸气式、组合循环式等，热效率普遍不高，浪费了相当多的能源，并且污染了环境。大部分发动机循环方式比较单一，如定压燃烧、定容燃烧等，对不同高度、速度的适应性有限。组合循环发动机正在兴起，但是组合循环发动机结构和控制复杂。
脉冲爆轰发动机热效率较高，但是爆轰燃烧的噪声和振动较大，客观上也阻碍了该技术的研究和发展。进入21世纪，能源问题变得越来越重要，基于喷流撞击压缩的爆轰燃烧技术需要突破。
实用新型内容
本实用新型要解决的技术问题，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种喷流单点撞击压缩燃烧发动机及轴对称飞行器和升力体飞行器，该发动机可以在燃烧室内产生爆轰反应，瞬间释放出高热量，对高热量快速吸收利用，将其转化为推力，减少废气排入周围环境，提高了发动机的热效率。
本方案是通过如下技术措施来实现的：该喷流单点撞击压缩燃烧发动机包括燃烧室，所述燃烧室的进气道端面上沿其周向均匀设置有多个推进剂喷孔，各推进剂喷孔的中心线延长线在共同相交于燃烧室中心线上的A点，所述燃烧室的进口端设置有控制各推进剂喷孔流量的进口阀门、出口端设置有出口阀门，所述进口阀门和出口阀门交替开关，且在进口阀门关闭后，出口阀门延时时间t后打开。
优选地，所述推进剂供应采用泵压式或挤压式增压输送***，且增压输送***位于发动机进口端。
优选地，所述进口阀门和出口阀门为电机驱动阀门。
优选地，所述进口阀门和出口阀门采用迷宫密封或机械密封结构。
本实用新型还提供了一种轴对称飞行器，它包括机身以及在机身上顺次连接的进气锥、推进剂贮箱、发动机和喷管尾段，所述发动机为具有至少一种上述特征的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，所述喷管尾段中远离发动机的一端固连有固体助推器，所述发动机的进气道和喷管尾段与飞行器机身为一体成型结构，所述进气道为环形进气道，所述推进剂贮箱位于环形进气道的内环腔中。
本实用新型还提供了一种升力体飞行器，它包括机身、位于机身前端的进气段、位于机身尾端的护压段以及并列设置在进气段和护压段之间的推进剂贮箱和发动机，所述发动机为具有至少一种上述特征的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，所述发动机的进气道与机身为一体成型结构。
本方案的有益效果：
1、该喷流单点撞击压缩燃烧发动机热效率是通过爆轰反应和定容燃烧实现，而快速脉冲推力是通过进口阀门和出口阀门交替开关获得，由于发动机具有两种基本模态工作能力，即大气层内空气和自身携带推进剂，既具有火箭发动机，又具有吸气式冲压发动机工作能力；
2、该喷流单点撞击压缩燃烧发动机可以抑制噪声，点火和单点爆轰共同作用在燃烧室中心一个很小的区域内形成一个“爆轰圈”，爆轰过程由里到外、快速传播，燃烧噪声被抑制在“爆轰圈”内，其外面被超声速气流包裹，对爆轰燃烧的噪声产生抑制效应，使得传出来的噪声较小；
3、该喷流单点撞击压缩燃烧发动机结构设计较简单，通过高速电机控制进口阀门和出口阀门，采用动密封防止推进剂从进口阀门和出口阀门泄露。
综上所述，本实用新型的发动机具有热效率高、噪声低、结构简单的优点。由此可见，本实用新型与现有技术相比，具有突出的实质性特点和显著的进步，其实施的有益效果也是显而易见的。
附图说明
图1为喷流单点撞击压缩燃烧发动机的主视结构示意图。
图2为喷流单点撞击压缩燃烧发动机的左视结构示意图。
图3为进口阀门的脉冲控制和调节示意图。
图4为出口阀门的脉冲控制和调节示意图。
图5为进口阀门及力矩电动机的安装结构示意图。
图6为出口阀门及力矩电动机的安装结构示意图。
图7为轴对称飞行器的结构示意图。
图8为升力体飞行器的结构示意图。
图9为推进剂在轴对称飞行器内部的流动示意图。
图10为推进剂在升力体飞行器内部的流动示意图。
图中，1-进气道，2-燃烧室，3-出气道，4-推进剂喷孔，5-增压输送***，6-进气锥，7-推进剂贮箱，8-发动机，9-喷管尾段，10-固体助推器，11-进气段，12-扩压段，13-进口阀门，14-电机传动轴，15-力矩电动机，16-出口阀门。
具体实施方式
为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本方案进行阐述。
一种喷流单点撞击压缩燃烧发动机，如图所示，它包括燃烧室2，所述燃烧室2的进气道 1端面上沿其周向均匀设置有多个推进剂喷孔4，各推进剂喷孔4的中心线延长线在共同相交于燃烧室2中心线上的A点，所述燃烧室2的进口端设置有控制各推进剂喷孔4流量的进口阀门 13、出口端设置有出口阀门16，所述进口阀门13和出口阀门16采用动密封(迷宫密封或机械密封结构)，动密封结构可以防止进口阀门13和出口阀门16泄露。所述进口阀门13和出口阀门 16为电机驱动阀门，优选进口阀门13和出口阀门16处均为双电机对称冗余结构，用于驱动进口阀门13和出口阀门16的电机为力矩电动机，双电机对称冗余结构可以增加驱动功率和可靠性。如图3和图4所示，所述进口阀门13和出口阀门16交替开关，图中，0代表关，1代表开，且在进口阀门13关闭后，出口阀门16延时时间t后打开，t>0，假设进口阀门13和出口阀门16 工作一个周期所产生的脉冲时间相等均为tp，由于进口阀门13和出口阀门16各自的开关时间长短不同，对应的脉冲占空比也不同，占空比是一个衡量阀门脉冲工作的重要技术性能指标，具体来说，假设进口阀门13的开启时间长度为t1，出口阀门16关闭时间为t2，则t2-t1＝t，进口阀门13的占空比为(tp-t1)/tp，出口阀门16的占空比为t2/tp。为了提高采用该发动机8 的飞行器推重比和发动机8的比冲，需要利用大气来流，所述进口阀门13用以控制供应或停止供应推进剂，如控制和调节推进剂和空气流量；出口阀门16用以控制排出或停止排出燃气流。通过交替开、关进口阀门13和出口阀门16，完成发动机8的热功转换，产生连续脉冲和推力。从爆轰发动机8工作过程来说，燃烧室2内发生爆轰时刻是一个重要参考节点，此时进口阀门 13要求必须关闭，否则气流会瞬间回流；同时，出口阀门16处于关闭状态，否则会降低爆轰反应的效果，有可能导致燃烧室2气体过早排出。因此进口阀门13和出口阀门16的开和关设计动作顺序是相反的，也就是说进口阀门13打开时对应于出口阀门16关闭状态，反之亦然，这是时间差t的主要来源。时间差t大小取决于进入燃烧室2的推进剂量、点火时间、爆轰时间、进口阀门13和出口阀门16的开关时间等。对于连续、快响应脉冲爆轰发动机8来说，一个脉冲和时间差的量级均为百毫秒(ms)甚至百微妙(μs)范围。
该发动机8的一个功热循环包括推进剂喷射→爆轰→膨胀做功→尾气排放，其中，推进剂喷射是指推进剂经推进剂喷孔4喷向燃烧室2内腔中的A点，所述推进剂包括燃料和氧化剂，所述推进剂供应采用泵压式或挤压式增压输送***5，且增压输送***5位于发动机8的进口端，以减少推进剂脉冲供应流量和压力“水击现象”。爆轰是指推进剂在将多股燃料和氧化剂喷流瞄准燃烧室2内的A点，进行集中喷射和相互撞击，并在A点处发生爆轰燃烧和化学反应 (喷流通过碰撞、掺混、雾化、传热等微观物理变化过程，经点火或自燃，发生爆轰燃烧和化学反应)，迅速释放化学能，生成高温、高压燃气体并产生推力，燃烧室2内的点火和单点 (A点)爆轰共同的作用结果是在燃烧室2中心一个很小的区域内形成一个“爆轰圈”，爆轰过程由里到外、快速传播，燃烧噪声被抑制在“爆轰圈”内，其外面被超声速气流包裹，对爆轰燃烧的噪声产生抑制效应，使得传出来的噪声较小，点火方式可选择等离子体、火炬、电点火等方式。尾气排放是指发动机8排出的燃气在大气环境中掺混、传热和耗散的过程。推进剂在燃烧室2内产生爆轰反应，瞬间释放出高热量。同时，对高热量快速吸收利用，将其转化为推力，减少废气排入周围环境，提高了发动机8的热效率。
本实用新型还提供了一种轴对称飞行器，该轴对称飞行器适用于飞行速度小于5Ma时，它包括机身以及在机身上顺次连接的进气锥6、推进剂贮箱7、发动机8和喷管尾段9，所述发动机8为具有至少一种上述特征的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，所述喷管尾段9中远离发动机8的一端固连有固体助推器10，所述发动机8的进气道1和喷管尾段9与飞行器机身为一体成型结构，所述进气道1为环形进气道，环形进气道1内的空气流经扩压，并需要与燃烧室2内的燃气安全隔离。所述推进剂贮箱7位于环形进气道1内环腔中，进口阀门不仅控制和调节推进剂，还负责调节来流空气量。该轴对称飞行器飞行推力大、噪声及振动小。
本实用新型还提供了一种升力体飞行器，该升力体飞行器适用于飞行速度大于或等于 5Ma时的高超声速飞行，它包括机身、位于机身前端的进气段11、位于机身尾端的扩压段12 以及并列设置在进气段11和扩压段12之间的推进剂贮箱7和发动机8，所述发动机8为具有至少一种上述特征的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，所述发动机8的进气道1与机身为一体成型结构。其中，机身尾端承担发动机8出口喷流膨胀功能，发动机8内的气体流动为超声速流动。该升力体飞行器飞行推力大、噪声及振动小。
该发动机8还可用于未来型超声速和高超声速导弹武器***，比较适用于对推进剂需求量较多、性价比较高、航程较远、速度较快、威慑力较大的各类导弹，还可应用于天地往返飞行器的第一级，可以满足从地面零速起飞的要求。还可以应用于第二级火箭发动机，还可适用于无人机、船只等。
本实用新型中未经描述的技术特征可以通过现有技术实现，在此不再赘述。本实用新型并不仅限于上述具体实施方式，本领域普通技术人员在本实用新型的实质范围内做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本实用新型的保护范围。
Claims (10)
1.喷流单点撞击压缩燃烧发动机，它包括燃烧室，其特征是：所述燃烧室的进气道端面上沿其周向均匀设置有多个推进剂喷孔，各推进剂喷孔的中心线延长线在共同相交于燃烧室中心线上的A点，所述燃烧室的进口端设置有控制各推进剂喷孔流量的进口阀门、出口端设置有出口阀门，所述进口阀门和出口阀门交替开关，且在进口阀门关闭后，出口阀门延时时间t后打开。
2.根据权利要求1所述的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，其特征是：所述推进剂供应采用泵压式或挤压式增压输送***，且增压输送***位于发动机进口端。
3.根据权利要求1或2所述的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，其特征是：所述进口阀门和出口阀门为电机驱动阀门。
4.根据权利要求3所述的喷流单点撞击压缩燃烧发动机，其特征是：所述进口阀门和出口阀门采用迷宫密封或机械密封结构。
5.一种轴对称飞行器，其特征是：它包括机身以及在机身上顺次连接的进气锥、推进剂贮箱、发动机和喷管尾段，所述发动机为权利要求1-4任一权利要求所述的喷流单点撞击压缩燃烧发动机。
6.根据权利要求5所述的轴对称飞行器，其特征是：所述喷管尾段中远离发动机的一端固连有固体助推器。
7.根据权利要求6所述的轴对称飞行器，其特征是：所述发动机的进气道和喷管尾段与飞行器机身为一体成型结构。
8.根据权利要求7所述的轴对称飞行器，其特征是：所述进气道为环形进气道，所述推进剂贮箱位于环形进气道的内环腔中。
9.一种升力体飞行器，其特征是：它包括机身、位于机身前端的进气段、位于机身尾端的护压段以及并列设置在进气段和护压段之间的推进剂贮箱和发动机，所述发动机为权利要求1-4任一权利要求所述的喷流单点撞击压缩燃烧发动机。
10.根据权利要求9所述的升力体飞行器，其特征是：所述发动机的进气道与机身为一体成型结构。
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| CN201920128847.6U CN209469512U (zh) | 2019-01-25 | 2019-01-25 | 喷流单点撞击压缩燃烧发动机及轴对称飞行器和升力体飞行器 |
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2019
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| CN109681344B (zh) * | 2019-01-25 | 2023-10-03 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 喷流单点撞击压缩燃烧发动机及轴对称飞行器和升力体飞行器 |
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