【技术实现步骤摘要】
组合发动机系统、航空航天飞行器及飞行控制方法、装置
[0001]本专利技术涉及航空航天发动机领域，更具体地，涉及一种组合爆震发动机系统和飞行控制方法。
技术介绍
[0002]自然界中存在缓燃燃烧和爆震燃烧两种燃烧方式，缓燃燃烧的火焰传播速率相对较低，内燃机、航空发动机和燃气轮机等动力装置内的燃烧方式均为缓燃燃烧；爆震燃烧的特点在于燃烧区的上游为激波结构，激波与燃烧区耦合在一起传播，爆震燃烧的火焰传播速度远高于缓燃燃烧，通常能达到数千米每秒。
[0003]航空航天领域竞争越来越激烈，对于空天领域关键革新技术的研究越来越引起各个国家的重视。近年来，伴随着对高超音速飞行器及单级入轨动力系统的研究的不断深入，新型连续旋转爆震发动机技术得到了快速的发展。研究表明，基于爆震燃烧的推进技术能够极大的减低燃油消耗，大幅度提高动力装置的比冲特性，对拓宽吸气式飞行器工作包线、提升现有武器装备经济性和作战性能具有重要的意义。
[0004]连续旋转爆震发动机是一种利用爆震燃烧的动力技术，其特点及优势在于：(1)只需要一次成功起爆，爆...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种组合发动机系统，其特征在于，包括：爆震冲压发动机装置、爆震火箭发动机装置和涡喷发动机装置；所述爆震火箭发动机装置设置在所述爆震冲压发动机装置的内部，所述涡喷发动机装置设置在所述爆震冲压发动机装置的外部；所述爆震火箭发动机装置和所述涡喷发动机装置设置成能够独立工作或两者组合工作形成组合模式，所述爆震冲压发动机装置独立工作，所述组合发动机系统的工作模式包括冲压模式、火箭模式、涡喷模式和组合模式。2.根据权利要求1所述的组合发动机系统，其特征在于，所述爆震冲压发动机装置包括依次相连的进气模块、燃烧室模块和尾喷模块；所述进气模块设有与外界连通的进气流道；所述燃烧室模块设有环形的爆震冲压燃烧室以及位于所述爆震冲压燃烧室内侧的安装腔；所述尾喷模块设有与外界连通的尾喷流道，所述进气流道、所述爆震冲压燃烧室、所述尾喷流道依次连通，所述尾喷流道还与所述安装腔连通；所述爆震火箭发动机装置设置在所述安装腔内，所述涡喷发动机装置设置在所述尾喷模块的外部。3.根据权利要求2所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气模块包括进气外壳和进气导流件，所述进气外壳套设于所述进气导流件外侧，所述进气流道位于所述进气外壳与所述进气导流件之间；所述燃烧室模块包括燃烧室外壳，所述燃烧室外壳与所述进气外壳相连，所述安装腔与所述进气导流件相连，所述爆震冲压燃烧室位于所述燃烧室外壳与所述安装腔之间；所述尾喷模块包括尾喷外壳和尾喷管组件，所述尾喷外壳与所述燃烧室外壳相连，所述尾喷管组件位于所述尾喷外壳内侧，所述尾喷管组件的内部空间形成所述尾喷流道。4.根据权利要求3所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气模块还包括：进气调节组件，设于所述进气外壳与所述进气导流件之间，所述进气外壳、所述进气调节组件、所述进气导流件合围出所述进气流道，所述进气调节组件设置成调节所述进气流道的流通面积。5.根据权利要求4所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气调节组件包括：调节件，与所述进气外壳滑动连接；调节导轨，与所述调节件配合，并沿所述爆震冲压发动机装置的轴向延伸；和第一驱动件，与所述调节件相连，设置成驱动所述调节件沿着所述调节导轨移动，使所述调节件与所述进气导流件之间的间隙宽度改变，以调节所述进气流道的流通面积。6.根据权利要求5所述的组合发动机系统，其特征在于，所述调节件包括用于围合成所述进气流道的流道调节部，以及与所述调节导轨和所述第一驱动件连接的支撑连接部；所述第一驱动件和所述调节导轨位于所述流道调节部的外侧壁与所述进气外壳的内侧壁之间。7.根据权利要求3至6中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，所述进气导流件设置为空心结构，所述进气导流件内设有燃料储存腔；所述爆震冲压发动机装置还包括燃料喷注模块，所述燃料喷注模块设有与所述燃料储存腔连通的进料口以及与所述爆震冲压燃烧室连通的喷注口，所述燃料喷注模块设置成将所述燃料储存腔内的燃料喷入所述爆震冲压燃烧室内。
8.根据权利要求3至6中任一项所述的组合发动机系统，其特征在于，所述尾喷模块还包括：尾喷调节组件，与所述尾喷管组件相连，设置成调节所述尾喷流道的流通面积。9.根据权利要求8所述的组合发动机系统，其特征在于，所述尾喷管组件包括多个导流叶片，多个所述导流叶片沿所述尾喷流道的周向设置并合围出所述尾喷流道；沿着排气方向，所述尾喷流道包括依次连通...
【专利技术属性】
技术研发人员：韦焕程，董琨，高宗永，刘海洋，曹新巧，王琳，霍纪晖，史晓亮，
申请(专利权)人：清航空天北京科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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