一种超音速电热型冲压空天发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种超音速电热型冲压空天发动机，属于临近空间冲压发动机以及太空航天推进技术领域。所述的超音速电热型冲压空天发动机包括气道、电离室、导流罩、多个支撑柱、多个电极、复合段、喷管和多组磁环。气流在电离室内流通时，气流被导流罩分为两部分，从导流罩内部通过的气流与电极接触时被电离，产生等离子体，同时温度升高；随后，等离子体在复合段内与从导流罩外部通过的气流进行对流换热变为温度较高的超音速气流，该超音速气流在喷管的作用下进一步加速，产生推力。本发明专利技术使用等离子体加热气流可以避免传统冲压发动机在临近空间燃料难以燃烧不稳定等技术问题，而且可以不断提供放电功率提高气流的温度增大推力。

【技术实现步骤摘要】
一种超音速电热型冲压空天发动机
本专利技术属临近空间冲压发动机以及太空航天推进
，尤其涉及一种超音速电热型冲压空天发动机。
技术介绍
航天之父齐奥尔科夫斯基曾说过：地球是人类的摇篮，但人类不可能永远躺在摇篮里。翱翔蓝天、挺进太空是人类一直所向往的，为了完成这一任务，前人提出了各种各样的设计方案和思路，不论是SSTO(单级入轨)或者TSTO(多级入轨)方式，其中冲压发动机因其结构简单、质量轻、推力大、生产容易等优势变成任务中不可或缺的核心部件。在航天任务中，大致思路均是使用火箭发动机将航天器送至平流层，再使用冲压发动机利用环境中的大气作为氧化剂和推进剂提供推力，最后再使用电推进器完成太空作业。这种方式使用冲压发动机不仅存在一个严峻的超音速燃烧技术研发问题，而且还导致在任务中冲压发动机没有物尽其用，造成一定程度上的浪费。首先，超音速燃烧技术需要燃料在超音速环境下与大气中的氧气充分混合燃烧提供热量，并且还需要配套的供油管路、喷嘴、点火装置等，这些配套的设备不仅延长了超燃冲压发动机的研制周期，还容易引发其他故障如：喷嘴喷油不稳定、燃烧不均匀、气流震荡等造成安全隐患；其次，冲压发动机的结构简单，可以通过在内部添加其他航天发动机的设计，使冲压发动机不仅具有将航天器送至临近空间边界还具有在太空作业的能力。本专利技术针对于这两个问题，对冲压发动机做了两处改造，使用电弧产生等离子体加热气流，以及使用磁喷管技术实现发动机可以在太空提供推力。冲压发动机是TSTO(双级入轨发动机)中不可或缺的部件，通常采用超燃冲压发动机。超燃冲压发动机是一种吸气式临近空间发动机，现有的冲压发动机通过燃油燃烧提供热量，但是流经超燃冲压发动机内部的气流为超音速气流，此工况下燃料难以点燃，因此是一项关键技术。此外，超燃冲压发动机无法在太空中工作，只能将飞行器或任务单元送至临近空间边界。为完成TSTO任务，需要启动火箭发动机提供推力。
技术实现思路
本专利技术针对现有技术中存在的超音速燃烧困难的问题，同时为了将冲压发动机的能源利用最大化，提供一种超音速电热型冲压空天发动机，以克服航天任务中冲压发动机点火困难、燃烧不稳定等问题，并且使冲压发动机具有在太空中提供推力的能力。为了实现上述目的，本专利技术采用的技术方案是：一种超音速电热型冲压空天发动机，所述的超音速电热型冲压空天发动机包括：气道1、电离室2、导流罩3、多个支撑柱4、多个电极5、复合段6、喷管7和若干磁环8。所述的进气道1为收敛形通道，即气流入口处横截面积大于气流出口处横截面积，进气道1用于将来流的超音速气流减速并稳流，使来流气流的各种参数(如压强、速度等)较为稳定。所述电离室2和复合段6均为定截面通道，电离室2的前端安装在进气道1的出口处，复合段6的前端安装在电离室2的末端。所述的喷管7为扩张形通道，即气流入口处横截面积小于气流出口处横截面积；喷管7的入口安装在复合段6的末端。所述的导流罩3为圆筒形，导流罩3通过多个支撑柱4固定在电离室2内部，导流罩3的轴向与支撑柱4内气体的流动方向平行；导流罩3的下游端面处等间距的安装有多个细长形的电极5，用于供电的供电线穿过支撑柱4向电极5供电。在电离室2、复合段6以及喷管7的外侧都安装有磁环8。进一步的，所述导流罩3的横截面为超音速流线型，减小对超音速气流的影响。进一步的，所述的磁环8均为永磁铁，且磁环8内径略大于超音速电热型冲压空天发动机外径，并采取热防护，避免超音速电热型冲压空天发动机由于内部高温气流造成磁环失去磁性，导致使用寿命缩短。进一步的，所述的磁环8在所述电离室2、复合段6以及喷管7的前端产生的磁场在轴向方向强度较均匀，在喷管7的入口至出口方向上，磁场轴向强度减弱，可实现高温等离子体的加速。本专利技术的有益效果：本专利技术在临近空间通过电极电离气流产生等离子体的方式加热气流提供推力，以及在太空中将推进剂工质电离为等离子体并通过磁喷管加速排出产生推力。使用等离子体加热气流可以避免传统冲压发动机在临近空间燃料难以点燃、燃烧不稳定、燃油堵塞、喷射难等技术问题，而且电离产生等离子体没有高温上限，可以不断提供放电功率提高气流的温度增大推力，另外，电极产生等离子体可以忽略工质的种类，可以避免考虑燃油供给比例等复杂问题；而且在太空中，通过在渐扩喷管外安装磁环来加速等离子体，这也在避免添加新的航天发动机来实现一款发动机多种工作模式完成多个任务的能力。附图说明图1为本专利技术超音速电热型冲压空天发动机三视图；图2为本专利技术超音速电热型冲压空天发动机剖面三视图；图3为本专利技术超音速电热型冲压空天发动机电离室细节图。图中：1、进气道；2、电离室；3、导流罩；4、支撑柱；5、电极；6、复合段；7、喷管；8、磁环。具体实施方式下面结合具体实施方式对本专利技术作进一步详细说明。一种超音速电热型冲压空天发动机，所述的超音速电热型冲压空天发动机包括：进气道1、电离室2、导流罩3、多个支撑柱4、多个电极5、复合段6、喷管7和若干磁环8。如图1所示，进气道1为收敛形通道，即气流入口处横截面积大于气流出口处横截面积，进气道1用于将来流的超音速气流减速并稳流，使来流气流的各种参数(如压强、速度等)较为稳定。所述电离室2和复合段6均为定截面通道，电离室2的前端安装在进气道1的出口处，复合段6的前端安装在电离室2的末端。所述的喷管7为扩张形通道，即气流入口处横截面积小于气流出口处横截面积；喷管7的入口安装在复合段6的末端。如图2/3所示，导流罩3为圆筒形，导流罩3通过多个支撑柱4固定在电离室2内部，导流罩3的轴向与支撑柱4内气体的流动方向平行；为了减小对超音速气流的影响，本实施例选用横截面为超音速流线型的导流罩3。导流罩3的下游端面处等间距的安装有多个细长形的电极5，用于供电的供电线穿过支撑柱4向电极5供电。气流在电离室2内流通时，气流被导流罩3分为两部分，一部分从导流罩3内部通过，另一部分从导流罩3外部通过。从导流罩3内部通过的气流与电极5接触时被电离，产生等离子体，同时温度升高；随后，等离子体在复合段6内与从导流罩3外部通过的气流进行对流换热变为温度较高的超音速气流，该超音速气流在喷管7的作用下进一步加速，产生推力。所述的磁环8分别安装在进气道1、复合段6以及喷管7的外侧，磁环8均为永磁铁，且磁环8内径略大于超音速电热型冲压空天发动机外径，并采取热防护，避免超音速电热型冲压空天发动机由于内部高温气流造成磁环失去磁性，导致使用寿命缩短。在所述复合段6内形成轴向的磁场，在喷管7的内侧产生沿轴向且径向梯度的磁场；上述磁场用于约束等离子体的径向运动，避免等离子体对所述复合段6和所述渐扩喷管7管壁的刻蚀；同时，安装在喷管7外侧的磁环8在羽流区产生发散形磁场可以加速等离子体流产生推力。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种超音速电热型冲压空天发动机，其特征在于，所述的超音速电热型冲压空天发动机包括进气道(1)、电离室(2)、导流罩(3)、多个支撑柱(4)、多个电极(5)、复合段(6)、喷管(7)和若干磁环(8)；/n所述的进气道(1)为收敛形通道，即气流入口处横截面积大于气流出口处横截面积；/n所述电离室(2)和复合段(6)均为定截面通道，电离室(2)的前端安装在进气道(1)的出口处，复合段(6)的前端安装在电离室(2)的末端；/n所述的喷管(7)为扩张形通道，即气流入口处横截面积小于气流出口处横截面积；喷管(7)的入口安装在复合段(6)的末端；/n所述的导流罩(3)为圆筒形，导流罩(3)通过多个支撑柱(4)固定在电离室(2)内部，导流罩(3)的轴向与支撑柱(4)内气体的流动方向平行；导流罩(3)的下游端面处等间距的安装有多个细长形的电极(5)，用于供电的供电线穿过支撑柱(4)向电极(5)供电；/n电离室(2)、复合段(6)以及喷管(7)的外侧都安装有磁环(8)。/n

【技术特征摘要】
1.一种超音速电热型冲压空天发动机，其特征在于，所述的超音速电热型冲压空天发动机包括进气道(1)、电离室(2)、导流罩(3)、多个支撑柱(4)、多个电极(5)、复合段(6)、喷管(7)和若干磁环(8)；
所述的进气道(1)为收敛形通道，即气流入口处横截面积大于气流出口处横截面积；
所述电离室(2)和复合段(6)均为定截面通道，电离室(2)的前端安装在进气道(1)的出口处，复合段(6)的前端安装在电离室(2)的末端；
所述的喷管(7)为扩张形通道，即气流入口处横截面积小于气流出口处横截面积；喷管(7)的入口安装在复合段(6)的末端；
所述的导流罩(3)为圆筒形，导流罩(3)通...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈宗，夏广庆，鹿畅，
申请(专利权)人：大连理工大学，
类型：发明
国别省市：辽宁;21