一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机制造技术

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。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭式旋转爆震冲压组合发动机
本专利技术涉及组合式发动机，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。
技术介绍
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)导弹系统，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]OkninskiA,MarciniakB,BartkowiakB,etal.DevelopmentofthePolishSmallSoundingRocketProgram[J].ActaAstronautica,2015,108(March–April2015):46-56；[2]KindrackiJ,WolańskiP,GutZ.Experimentalresearchontherotatingdetonationingaseousfuels–oxygenmixtures[J].ShockWaves,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。
技术实现思路
本专利技术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。本专利技术设有进气道、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。本专利技术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。本专利技术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，本专利技术具有以下优点：(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为本专利技术实施例的主视图。图2为本专利技术实施例的半剖图。图3为本专利技术实施例的左视图。图4为本专利技术实施例混合段的剖视图。图5为本专利技术实施例旋转爆震火箭零件立体示意图。图6为本专利技术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专利技术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专利技术，并不用于限定本专利技术。如图1～6所示，本专利技术实施例由进气道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本文档来自技高网...

【技术保护点】
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。

【技术特征摘要】
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...

【专利技术属性】
技术研发人员：黄玥，沈吴冰懿，尤延铖，易理哲，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：福建,35