一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统技术方案

本发明专利技术属于战术武器系统方案布局及发动机结构设计技术领域，具体涉及一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，包括：进气道、隔离段、主装药、预爆管、旋转爆震燃烧室；本发明专利技术针对目前补燃室掺混燃烧难以组织的问题，提出使用旋转爆震燃烧室代替传统的等压燃烧室，从而提高发动机循环热效率，并使得发动机结构更加紧凑。理论计算表明，该发明专利技术能够提高发动机比冲5％以上。同时，本发明专利技术结合固体燃料冲压旋转爆震组合发动机，给出了系统性设计方案。给出了系统性设计方案。给出了系统性设计方案。

【技术实现步骤摘要】
一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统


[0001]本专利技术属于战术武器系统方案布局及发动机结构设计
，具体涉及一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统。

技术介绍

[0002]当前，战术武器系统逐渐向高超声速和高航程方向发展，而传统战术导弹所依赖的固体火箭发动机逐渐发展至瓶颈期，其比冲难以获得大幅度提高。使用固体冲压吸气式动力代替传统的固体火箭发动机，是未来战术武器发展的重要方向。在固体燃料冲压发动机中，进气道捕获的来流空气携带推进剂燃烧产生的一次燃气进入到补燃室中掺混燃烧，其燃烧效率直接决定了动力系统的整体性能。在传统的等压补燃室中，一次燃气和空气通过剪切层中的扩散火焰进行燃烧，这一燃烧组织方式掺混效率不高，使得补燃室尺寸较大，发动机结构不紧凑。

技术实现思路

[0003](一)要解决的技术问题
[0004]本专利技术要解决的技术问题是：如何通过合理的系统布局，将固体燃料冲压、旋转爆震和固体火箭动力系统相结合，使整个系统结构更加紧凑，提高系统的整体性能，在保证推力连续的条件下，实现装置的稳定飞行。
[0005](二)技术方案
[0006]为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，所述动力系统包括：进气道1、隔离段3、主装药4、预爆管6、旋转爆震燃烧室7；
[0007]其中，首先，在进气道1头锥内预留空间用来安装战斗部和制导元件；
[0008]其次，将助推级固体火箭发动机安装在旋转爆震燃烧室7内环中，在不影响旋转爆震燃烧室7工作的前提下，显著缩短发动机的长度；
[0009]在进气道1头锥后安装发动机的主装药4，当飞行马赫数提高至2以上时，主装药4点火燃烧，其产生的富燃一次燃气被进气道1捕获的来流空气携带进入到旋转爆震燃烧室7中；
[0010]此外，空气通过进气道1后，需要通过一个隔离段3，随后再通过壅塞型流道达到音速喷注条件后进入到旋转爆震燃烧室7中。
[0011]其中，所述隔离段3设置为具有流通方向性的凹槽，一方面减少正向气流的总压损失，另一方面有效抑制旋转爆震燃烧室7的爆震波反压回传，避免反压回传破坏进气道1的波系结构。
[0012]其中，所述旋转爆震燃烧室7的尾部采用扩张型喷管，助推级火箭发动机采用拉瓦尔喷管，保证二者互不干涉，均能正常工作。
[0013]其中，包括进气道1、旋转爆震燃烧室7在内的中心部件通过前端支架2、后端支架5来与外壳体进行连接固定。
[0014]其中，控制系统的线路通过前端支架2、后端支架5内部进行布置，连接尾翼、装药点火器和助推火箭点火系统。
[0015]其中，后端支架5、助推火箭壳体、以及旋转爆震燃烧室壳体为受热部件，使用高温合金材料制造，并采取绝热措施。
[0016]其中，进气道1捕获的来流空气通过隔离段3后，携带固体推进剂产生的一次燃气，通过壅塞型流道后进入到旋转爆震燃烧室7中，借助预爆管6产生的高温高压气体进行起爆，形成旋转爆震波，波后的高温高压气体通过扩张型喷管排出燃烧室，从而产生连续推力，保证装置稳定飞行。
[0017]其中，起飞阶段，助推级固体火箭发动机持续工作，将飞行装置不断加速至马赫数2以上，随后助推级装药耗尽，主装药4点火燃烧，发动机进入到冲压工作模式。
[0018]其中，来流空气携带一次燃气通过壅塞型流道进入到旋转爆震燃烧室7中，保证燃烧室入口的音速喷注条件。
[0019]其中，所述后端支架5、预爆管6、旋转爆震燃烧室7采用镍基高温合金制造，助推级火箭发动机喷管和旋转爆震燃烧室喷管11采用钨钼合金制造，燃烧室内壁粘贴碳酚醛和环氧树脂绝热层；其余部件使用耐热不锈钢制造。
[0020]所述主装药4使用碳氢富燃推进剂，助推级火箭发动机装药使用改性双基推进剂。
[0021](三)有益效果
[0022]旋转爆震作为一种先进的燃烧组织方式，具有循环热效率高、结构紧凑和推力连续等优点。使用旋转爆震燃烧室代替固体燃料冲压发动机传统的等压燃烧室，能够提高发动机的掺混燃烧效率，缩短发动机结构尺寸，因而具有潜在的性能优势。本专利技术提出了一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统设计方案，将固体燃料冲压、旋转爆震和固体火箭动力系统相结合，使得整个系统设计方案的布局更加紧凑。理论计算表明，使用这一组合动力系统能够提高发动机比冲5％以上。
[0023]与现有技术相比较，本专利技术的技术效果体现在以下几个方面：
[0024](1)将固体燃料冲压、旋转爆震和固体火箭动力系统相结合，提高发动机的整体性能。
[0025](2)通过合理的布局，缩短整个系统设计方案的结构尺寸。
[0026](3)通过壅塞型流道设计，满足旋转爆震燃烧室入口的音速喷注条件。
[0027](4)通过增加隔离段，在抑制反压回传的同时，尽可能减小气流总压损失。
[0028](5)通过主装药的压力指数设计，实现一次燃气流量随来流空气的自适应调节。
附图说明
[0029]图1为本专利技术技术方案整体结构图。
[0030]图2
‑
图4为本专利技术技术方案结构示意图。
具体实施方式
[0031]为使本专利技术的目的、内容和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本专利技术的具体实施方式作进一步详细描述。
[0032]为了解决上述技术问题，本专利技术提供一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，
如图1所示，所述动力系统包括：进气道1、隔离段3、主装药4、预爆管6、旋转爆震燃烧室7、助推级火箭发动机装药8、助推级火箭发动机喷管9、尾翼10、旋转爆震燃烧室喷管11；
[0033]其中，首先，在进气道1头锥内预留较大的空间用来安装战斗部和制导元件；
[0034]其次，将助推级固体火箭发动机安装在旋转爆震燃烧室7内环中，在不影响旋转爆震燃烧室7工作的前提下，显著缩短发动机的长度；
[0035]在进气道1头锥后安装发动机的主装药4，当飞行马赫数提高至2以上时，主装药4点火燃烧，其产生的富燃一次燃气被进气道1捕获的来流空气携带进入到旋转爆震燃烧室7中；
[0036]此外，空气通过进气道1后，需要通过一个隔离段3，随后再通过壅塞型流道达到音速喷注条件后进入到旋转爆震燃烧室7中。
[0037]其中，所述隔离段3设置为具有流通方向性的凹槽，一方面减少正向气流的总压损失，另一方面有效抑制旋转爆震燃烧室7的爆震波反压回传，避免反压回传破坏进气道1的波系结构。
[0038]其中，所述旋转爆震燃烧室7的尾部采用扩张型喷管，助推级火箭发动机采用拉瓦尔喷管，保证二者互不干涉，均能正常工作。
[0039]其中，包括进气道1、旋转爆震燃烧室7在内的中心部件通过前端支架2、后端支架5来与系统设计方案的外壳体进行连接固定。
[0040]其中，控制系统的线路通过前端支架2、后端支架5内部进行布置，连接尾翼、装药点火器和助推火箭点火系统。
[0041]其中，后端支架5、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，其特征在于，所述动力系统包括：进气道(1)、隔离段(3)、主装药(4)、预爆管(6)、旋转爆震燃烧室(7)；其中，首先，在进气道(1)头锥内预留空间用来安装战斗部和制导元件；其次，将助推级固体火箭发动机安装在旋转爆震燃烧室(7)内环中，在不影响旋转爆震燃烧室(7)工作的前提下，显著缩短发动机的长度；在进气道(1)头锥后安装发动机的主装药(4)，当飞行马赫数提高至2以上时，主装药(4)点火燃烧，其产生的富燃一次燃气被进气道(1)捕获的来流空气携带进入到旋转爆震燃烧室(7)中；此外，空气通过进气道(1)后，需要通过一个隔离段(3)，随后再通过壅塞型流道达到音速喷注条件后进入到旋转爆震燃烧室(7)中。2.如权利要求1所述的固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，其特征在于，所述隔离段(3)设置为具有流通方向性的凹槽，一方面减少正向气流的总压损失，另一方面有效抑制旋转爆震燃烧室(7)的爆震波反压回传，避免反压回传破坏进气道(1)的波系结构。3.如权利要求1所述的固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，其特征在于，所述旋转爆震燃烧室(7)的尾部采用扩张型喷管，助推级火箭发动机采用拉瓦尔喷管，保证二者互不干涉，均能正常工作。4.如权利要求1所述的固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，其特征在于，包括进气道(1)、旋转爆震燃烧室(7)在内的中心部件通过前端支架(2)、后端支架(5)来与外壳体进行连接固定。5.如权利要求4所述的固体燃料冲压旋转爆震组合动力系统，其特征在于，控制系统的线路通过前端支架...

【专利技术属性】
技术研发人员：张博，黄萌，王昭，田小涛，汤祥，陈俊屹，颜密，
申请(专利权)人：西安现代控制技术研究所，
类型：发明
国别省市：