一种双组元空气涡轮火箭推进系统技术方案

技术编号:21884494 阅读:21 留言:0更新日期:2019-08-17 11:56
本发明专利技术涉及一种飞行器动力系统,具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进系统,解决了现有飞行器动力系统不能满足高超声速飞行器对动力系统的需求的技术问题。本发明专利技术的技术解决方案是:一种双组元空气涡轮火箭推进系统,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。

A Two-Component Air Turbine Rocket Propulsion System

【技术实现步骤摘要】
一种双组元空气涡轮火箭推进系统
本专利技术涉及一种飞行器动力系统,具体涉及一种双组元空气涡轮火箭推进系统。
技术介绍
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,所以其动力系统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。现有的飞行器动力系统,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。
技术实现思路
为了解决现有飞行器动力系统不能满足高超声速飞行器对动力系统的需求的技术问题,本专利技术提供了一种双组元空气涡轮火箭推进系统。本专利技术的技术解决方案是:一种双组元空气涡轮火箭推进系统,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(506)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。本专利技术相比现有技术的有益效果是:1、本专利技术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;使用本专利技术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、本专利技术结构紧凑,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、本专利技术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、本专利技术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、本专利技术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是本专利技术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专利技术做进一步的描述。参照图1,一种双组元空气涡轮火箭推进系统,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的本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种双组元空气涡轮火箭推进系统,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。

【技术特征摘要】
1.一种双组元空气涡轮火箭推进系统,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。2.根据权利要求1所述的一种双组元空气涡轮火箭推进系统,其特征在于: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...

【专利技术属性】
技术研发人员:南向谊马元朱岩李哲李光熙逯婉若黄乐萍刘典多
申请(专利权)人:西安航天动力研究所
类型:发明
国别省市:陕西,61

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