一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机制造技术

本发明专利技术公开的一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，属于固体燃料组合发动机技术领域。本发明专利技术主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成。发动机进气段采用中心进气方式，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。本发明专利技术通过结合固体燃料和火箭基组合循环发动机的优势，利用固体燃料解决火箭基组合循环发动机中因液体燃料带来的复杂供应系统问题，使得发动机的结构更加简单，同时显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。的能力。的能力。

【技术实现步骤摘要】
一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机


[0001]本专利技术涉及一种固体燃料组合动力发动机，具体涉及的是固体燃料组合动力技术，属于固体燃料组合发动机


技术介绍

[0002]随着反导弹技术手段的进步，战术导弹突防所需要的速度越来越高，高超声速导弹武器因其巨大的军事价值而受到世界各军事强国的高度重视，一直是美国、俄罗斯及日本等军事强国的重点研究领域。适用于高超声速武器的动力装置一直是国内外研究工作者关注的热点。
[0003]导弹武器所用的发动机主要包括：涡喷发动机、涡扇发动机、冲压发动机、超燃冲压发动机以及火箭发动机等。单一类型动力无法满足宽速域、大空域、高机动飞行等需求，吸气式组合发动机是必然的发展趋势。现有的组合动力系统主要有固体燃料超燃冲压发动机、固体燃料亚燃冲压发动机、固体火箭亚燃/超燃冲压发动机、火箭基组合循环动力发动机。其中，固体燃料超燃冲压发动机存在点火困难的问题、固体燃料亚燃冲压发动机不适用于高速飞行，飞行马赫数较低、固体火箭亚燃/超燃冲压发动机飞行范围较窄，一般不适用于静止起飞，火箭基组合循环发动机可以实现地面静止起飞，但采用液体燃料需要复杂的燃料供应系统，使用时需要提前灌装且不能长期储存，不能满足导弹武器小型化、快速作战响应的发展需求。与之相比，固体燃料冲压组合发动机具有结构简单、成本较低、可靠性高以及反应迅速的优势，是高超声速武器的理想动力装置。

技术实现思路

[0004]为了克服现有组合动力技术存在的上述缺点，本专利技术的主要目的是提供一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，通过将固体燃料和火箭基组合循环发动机(RBCC)的优势结合起来，利用固体燃料解决火箭基组合循环发动机中因液体燃料带来的复杂供应系统问题，使得发动机的结构更加简单，同时显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。
[0005]本专利技术的目的是通过下述技术方案实现的。
[0006]本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，发动机整体构型为超燃冲压发动机构型，主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成。
[0007]发动机进气段采用中心进气方式，主要由壳体、中心锥、进气道组成。壳体为中空圆柱体，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。
[0008]燃气发生器主要由二级推进剂、一级推进剂、燃气流量调节系统、燃气发生器喷管组成。二级推进剂和一级推进剂位于燃气发生器燃烧室内部，燃气流量调节系统位于燃气发生器喷管的喉部位置；当飞行器处于发射模态时，燃气发生器中的一级推进剂采用高燃
速推进剂，产生较大的燃气流量，结合燃气流量调节系统，实现飞行器从地面的发射；飞行器达到预定飞行马赫数(Ma＝2～3)之后，冲压发动机启动，燃气发生器中的二级推进剂采用低燃速推进剂，配合燃气流量调节系统，实现飞行器马赫数3～6的飞行。通过燃气发生器中二级推进剂、一级推进剂与燃气流量调节系统的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力，实现飞行器马赫数0～6的宽速域飞行过程。
[0009]发动机补燃室位于进气段后方，与进气段直接相连。在补燃室内部设有一定长度和深度的凹腔，有利于燃气发生器产生的一次高温燃气和进气道进来的空气的掺混和稳定燃烧，相较于液体冲压发动机复杂的火焰稳定器，结构更加简单，对燃烧室的流场影响小。补燃室壳体壁面上粘贴有绝热层，对发动机壳体进行热防护，保障发动机能够长时间工作。
[0010]发动机喷管为扩张型喷管，与补燃室直接相连，用于保证发动机在整个工作过程中都能正常运行。
[0011]发动机燃料采用固体燃料，相较于液体燃料，不需要复杂的燃料供应系统，使发动机的无效载荷减少，发动机结构更加简单，同时固体燃料的特性使得发动机能够长期储存和响应时间短。
[0012]作为优选，绝热层采用低燃速推进剂和传统绝热层相结合的含能绝热层，在起到发动机热防护的同时，还能够为发动机增加工质，提升发动机的工作性能。
[0013]本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机的工作方法为：空气通过进气道进入补燃室内部，燃气发生器中装有固体推进剂，产生高温一次燃气，一次燃气通过喷管进入补燃室，与进气道进入的空气进行二次燃烧，产生高温燃气，经补燃室喷管排出，产生推力。通过在燃气发生器中装入不同类型的固体推进剂，结合可调进气道和燃气流量调节系统的燃气流量调节，满足不同飞行阶段的稳定燃烧和推力需求，实行从地面静止到高速飞行的宽马赫数飞行过程，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。
[0014]有益效果：
[0015]1.本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，发动机结构采用中心进气方式的超燃冲压发动机结构，发动机燃料采用固体燃料，补燃室内部有凹腔结构，维持补燃室内一次燃气和空气的掺混和稳定燃烧，发动机结构简单紧凑，便于长期储存和缩短响应时间。
[0016]2.本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，燃气流量调节系统位于燃气发生器喷管的喉部位置；燃气发生器内部采用分段固体推进剂，根据不同飞行状态需求选择不同性能的固体推进剂：当飞行器处于发射模态时，燃气发生器中的一级推进剂采用高燃速推进剂，产生较大的燃气流量，结合燃气流量调节系统，实现飞行器从地面的发射；飞行器达到预定飞行马赫数之后，冲压发动机启动，燃气发生器中的二级推进剂采用低燃速推进剂，配合燃气流量调节系统，实现飞行器马赫数3～6的飞行。通过燃气发生器中二级推进剂、一级推进剂与燃气流量调节系统的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力，实现飞行器宽速域飞行。
[0017]3.本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。
[0018]4.本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，一次燃气流量通过燃气流量调节系统进行调整，能够实现不同飞行状态的最优空气质量流量与燃气流量之比，提升飞行器的宽速域飞行能力。
[0019]5.本专利技术公开的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，绝热层采用低燃速推进剂和传统绝热层相结合的含能绝热层，在起到发动机热防护的同时，还能够为发动机增加工质，提升发动机的工作性能。
附图说明
[0020]图1为一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机原理图；
[0021]图2为本专利技术燃气发生器原理图；
[0022]图3为实施方式中，固体燃料冲压组合发动机各工作模态原理图，其中，图3(a)为引射模态工作原理图，图3(b)为亚燃模态工本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：发动机整体构型为超燃冲压发动机构型，主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成；发动机进气段采用中心进气方式，主要由壳体、中心锥、进气道组成；壳体为中空圆柱体，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量；中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑；燃气发生器主要由二级推进剂、一级推进剂、燃气流量调节系统、燃气发生器喷管组成；二级推进剂和一级推进剂位于燃气发生器燃烧室内部，燃气流量调节系统位于燃气发生器喷管的喉部位置；当飞行器处于发射模态时，燃气发生器中的一级推进剂采用高燃速推进剂，产生较大的燃气流量，结合燃气流量调节系统，实现飞行器从地面的发射；飞行器达到预定飞行马赫数2～3之后，冲压发动机启动，燃气发生器中的二级推进剂采用低燃速推进剂，配合燃气流量调节系统，实现飞行器马赫数3～6的飞行；通过燃气发生器中二级推进剂、一级推进剂与燃气流量调节系统的燃气流量调节，显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。2.如权利要求1所述的一种用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，其特征在于：发动机补燃室位于进气段后方，与进气段直接相连；在补燃室内部设有一定长度和深度的凹腔，有利于燃气发生器产生的一次高温燃气和进气道进来的空气的掺混和稳定燃烧，相较于液体...

【专利技术属性】
技术研发人员：张智慧，武志文，陈鹏鑫，王宁飞，
申请(专利权)人：北京理工大学，
类型：发明
国别省市：