一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机制造技术

本发明专利技术公开了一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，属于组合发动机领域。组合发动机包括：冲压发动机以及嵌入在冲压发动机进气道和燃烧室之间的多级旋转爆震火箭发动机；其中，多级旋转爆震火箭发动机，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力；整个发动机系统由冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生推力。相比单级旋转爆震结构，本发明专利技术结构在低马赫数的火箭引射模态下，可以使多级旋转爆震共同产生引射抽吸组合，提升低速引射增压效率；在亚燃、超燃冲压模态下，可调整诱导火焰和火焰稳定区的位置，提高发动机的工作稳定性，同时可提供更大的推力范围，并且推力调节更加灵活，实现推力性能的提升。

【技术实现步骤摘要】
一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机
本专利技术属于组合式发动机
，更具体地，涉及一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机。
技术介绍
随着航空航天技术的发展，人类在外太空领域的探索不断增多，各种新型空天飞行器概念有如雨后春笋，从而对提高飞行器推进动力、改善发动机的结构以适应更宽速域的飞行也有着越来越高的需求。单一的发动机面向宽速域工作存在较多不足或局限性，演变出如TBCC、RBCC、T-RBCC、SABRE等组合循环发动机。组合发动机是用两种以上不同工作原理(不同类型)的发动机组合而成的发动机，它适用于飞行速度范围宽、高度变化大的飞行器。图1是典型发动机工作范围及理论性能对比，由于不同工作原理的发动机的有效工作范围不同，为充分发挥各类发动机的优点，在不同飞行阶段采用不同的发动机。在火箭动力基础上，充分、有效利用吸气式发动机高比冲、灵活机动等优势特点进行组合，将有助于实现廉价、可靠、快速、便捷地进入太空空间。比较理想的组合方式是不同类型发动机进行结构集成和热力循环组合以降低结构重量，尽可能提高热力循环效率，如火箭冲压组合循环(RBCC)、涡轮冲压组合循环(TBCC)。其中，传统RBCC发动机存在以下问题：在引射模态下(Ma2以下)推力增益较小、比冲较低，可能面临空气抽吸量不足、引射效率不高的问题；在亚燃、超燃冲压模态下，RBCC发动机可能面临着推力不足的问题。
技术实现思路
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本专利技术提供了一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其目的在于提高发动机各速域的推力性能。为实现上述目的，本专利技术提供了一种多级旋转爆震火箭发动机，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力。本专利技术还提供了一种基于上述多级旋转爆震火箭发动机与冲压发动机结合的组合发动机，所述组合发动机包括：冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机；所述多级旋转爆震火箭发动机连接在冲压发动机进气道和燃烧室之间；冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生所述组合发动机的推力。进一步地，多级旋转爆震火箭发动机中阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机数量根据所述组合发动机所需的推力增益和空间大小确定。进一步地，冲压发动机包括依次连接的进气道、燃烧室和尾喷管；进气道，用于提供进气通道，并调节空气流量；燃烧室，用于提供组合发动机在多种工作模态下的燃烧空间；尾喷管，用于输出组合发动机的推力。进一步地，进气道为轴对称结构。进一步地，壳体和位于壳体内部的中心锥构成进气道；通过调节中心锥与壳体之间的相对位置调节空气流量。进一步地，根据组合发动机工作模态调节尾喷管喉部面积大小，以调节流道。进一步地，利用电磁驱动实现进气道和尾喷管内部流道调节。总体而言，通过本专利技术所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果。1)本专利技术中的旋转爆震火箭发动机由于其排出流体是超声速的，不需要带喉部的喷管，简化了结构；并且由于其环形形状，进气道进入的空气对旋转爆震火箭壁面起到冷却的作用，将旋转爆震火箭分为多级可使得空气与壁面接触更加充分，冷却效果更好。2)本专利技术提供的多级旋转爆震结构与冲压发动机组合，相比单级旋转爆震结构，在低马赫数的火箭引射模态下，可以使多级旋转爆震共同产生引射抽吸组合，提升组合冲压发动机低速引射增压效率；在亚燃、超燃冲压模态下，可调整诱导火焰和火焰稳定区的位置，提高发动机的工作稳定性，同时可提供更大的推力范围，并且推力调节更加灵活，实现推力性能的提升。3)本专利技术利用电磁驱动调节控制进气道和尾喷管可调部件的移动和转动，实现发动机工作状态的转变，相对于机械调节方式，使得流道调节系统更加简化。附图说明图1是典型发动机工作范围及理论性能对比；图2是提出概念方案的截面剖视图；图3是多级旋转爆震部分的三维示意图；图4是Ma＝0～2下，旋转爆震引射模态示意图；图5是Ma＝2～4下，旋转爆震火箭冲压模态示意图；图6是Ma＝4～6下，亚燃冲压模态示意图；图7是Ma＝6+下，超燃冲压模态示意图；在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：1是冲压发动机进气道中心锥，2是冲压发动机进气道，3是冲压发动机进气道喉部截面，4是第一级旋转爆震火箭发动机，5是第一级旋转爆震火箭发动机出口截面，6是第二级旋转爆震火箭发动机，7是第二级旋转爆震火箭发动机出口截面，8是进气道压缩段，9是进气道扩压段，10是冲压发动机的燃料喷注口，11是燃烧室，12是大范围可调尾喷管，13是氧化剂，14是燃料。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。此外，下面所描述的本专利技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。本专利技术提供的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，包括：冲压发动机以及嵌入在冲压发动机进气道和燃烧室之间的多级旋转爆震火箭发动机；其中，多级旋转爆震火箭发动机，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力；冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生所述组合发动机的推力；多级旋转爆震火箭发动机中阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机数量根据所述组合发动机所需的推力增益和空间大小确定。上述组合发动机推力可调范围更宽、推力调节方式更加灵活。以两个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机为例，两级旋转爆震最大组合推力相当于一级旋转爆震最大推力的两倍，并且由于多级旋转爆震火箭发动机总推力是由两级共同产生，协同调节下使得调节更加灵活。具体地，冲压发动机进气道和燃烧室之间嵌入两个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机构成的组合发动机结构，如图2所示，多级旋转爆震部分的三维示意图如图3所示，冲压发动机包括依次连接的进气道、燃烧室和尾喷管；进气道，用于提供进气通道，并调节空气流量；燃烧室，用于提供组合发动机在多种工作模态下的燃烧空间；尾喷管，用于输出组合发动机的推力。其中，进气道为轴对称结构，由壳体和位于壳体内部的中心锥构成；通过调节中心锥与壳体之间的相对位置(进气道喉部截面，即进气口大小)调节空气流量，相比单级旋转爆震火箭冲压组合发动机结构下的流量调节，本专利技术提供的组合发动机进气道的流量调节范围相应扩大。具体原因如下：在旋转爆震引射模态下，冲压发动机不能工作，此时旋转爆震火箭在产生起飞所需要的推力的同时，产生的高速射流还可以将周围环境中的空气引射到发动机流道内，组织二次燃烧，实现推力增强。而多级旋转爆震相对单级是由多级火箭共同调节旋转爆震火箭的射流，射流流量的增加使得所需空气来流质量流量的范围变大，并且多级旋转爆震火箭可同时响应，提高了抽吸效率，因此进气道的流量调节范围相应扩大。本专利技术采用旋转爆震燃烧方式的火箭冲压组合循环发动机结本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种多级旋转爆震火箭发动机，其特征在于，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力。/n

【技术特征摘要】
1.一种多级旋转爆震火箭发动机，其特征在于，包括多个阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机，采用旋转爆震的燃烧方式提供推力。


2.一种基于权利要求1所述多级旋转爆震火箭发动机的多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，所述组合发动机包括：冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机；
所述多级旋转爆震火箭发动机连接在冲压发动机进气道和燃烧室之间；
所述组合发动机的推力由冲压发动机和多级旋转爆震火箭发动机共同产生。


3.根据权利要求2所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，多级旋转爆震火箭发动机中阶梯分布的单级旋转爆震火箭发动机数量根据所述组合发动机所需的推力增益和空间大小确定。


4.根据权利要求2所述的一种多级旋转爆震火箭冲压组合发动机，其特征在于，冲压发动机包括依次连接的进气道...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈文娟，朱澳星，罗飞腾，龙垚松，
申请(专利权)人：华中科技大学，
类型：发明
国别省市：湖北;42