[实用新型]一种涡轮－火箭内嵌式发动机

说明书

技术领域

本实用新型涉及一种由涡轮发动机和火箭发动机组合的推进系统，尤其是应用于高能量、变推力、信号特征低的空天往返推进系统。

背景技术

到目前为止，对于飞行包线范围非常宽(高度0～40km或更高、飞行马赫数从亚声、跨声、超声速扩展到高超声速)的高超声速飞行器来说，还没有一种发动机能独立完成推进任务，因此国外提出了利用两种以上的发动机组合起来作为高超声速推进动力的构想。

涡轮-火箭发动机综合了涡轮发动机和火箭发动机单独工作时的优点，使采用这种发动机的推进系统在不同的飞行条件下都能得到良好的推进性能。但是，目前所研究的组合发动机将火箭推进剂置于涡轮发动机前，从而增加了发动机的轴向尺寸，同时给火箭发动机的装药、维修和重复使用带来困难。

因此，在现有涡轮-火箭组合发动机技术的基础上，本领域技术人员急需要提供一种能够充分利用组合发动机的结构特征、合理布置各发动机的位置、使发动机结构更加紧凑、更加合理、便于维修和重复使用的新型涡轮-火箭组合发动机。

发明内容

本实用新型的目的是提供一种涡轮-火箭内嵌式发动机，其具有结构紧凑、体积小、重量轻、拆装方便、易于维护、方便重复使用的优点。

为了达到上述目的，本实用新型的技术方案如下：

一种涡轮-火箭内嵌式发动机，由涡轮发动机1和火箭发动机3组成，涡轮发动机1的轴为中空轴，轴前端为锥形的涡轮发动机进气锥2，火箭发动机3内嵌于涡轮发动机进气锥2和中空轴内，导流叶栅4位于涡轮发动机进气锥2的后端；压缩系统5的轮盘采用键或轴承连接的方式固定于轴上，压缩系统5的前后采用篦齿式或刷式密封；涡轮转子7采用螺栓或轴承连接的方式固定于轴上，其进出口及内侧采用刷式密封；涡轮发动机燃烧室6位于压缩系统5和涡轮转子7之间；闭合的火箭发动机可调尾喷管9和涡轮发动机的外部壳体共同构成涡轮发动机尾喷管8，支板10通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机进气锥2相连接。

上述的火箭发动机3为固体火箭发动机或液体火箭发动机；上述的压缩系统5为级数很少的常规压气机(即轴流式压气机、离心式压气机)压气机或旋转冲压压缩转子。

本实用新型的有益效果如下：

1)采用级数较少的常规压气机或旋转冲压压缩转子，以减少涡轮-火箭内嵌式发动机的整体尺寸和重量；

2)具有吸气式发动机(即涡轮发动机)系统，既可以产生静推力，又可以在巡航时加速到超声速；

3)不同运行工况时起动不同的推进系统，比冲大，机动性好；

4)更换火箭发动机和喷管部件方便，可以实现快速重复使用。

附图说明

图1是本实用新型的一种涡轮-固体火箭内嵌式发动机的结构示意图。

图2是本实用新型的一种涡轮-液体火箭内嵌式发动机的结构示意图。

图中：1、涡轮发动机，2、涡轮发动机进气锥，3、火箭发动机，4、导流叶栅，5、压缩系统，6、涡轮发动机燃烧室，7、涡轮转子，8、涡轮发动机尾喷管，9、火箭发动机可调尾喷管，10、支板。

具体实施方式

下面结合附图对本实用新型做进一步详细地描述：

如图1和图2所示，本实用新型的涡轮-火箭内嵌式发动机由涡轮发动机1和固体(或液体)火箭发动机3组成，涡轮发动机1采用中空轴设计，轴前端设计成锥形，轴前的涡轮发动机进气锥2较长，既提供了较大的装药空间同时减轻了发动机重量，又起到了对气流预压缩的作用。

火箭发动机3内嵌于涡轮发动机的进气锥2和中空轴内，有效的利用了发动机的内部空间，工作时尾喷口可调挡板打开，依靠推进剂燃烧产生推力。

本实用新型的涡轮-火箭内嵌式发动机的工作原理及过程是：飞行器开始起飞时，涡轮发动机1开始工作，压缩系统5、涡轮发动机燃烧室6和涡轮7位于发动机的主气流中，来流空气经压缩系统5压缩增压后，进入涡轮发动机燃烧室6与煤油混合燃烧，然后再经涡轮7膨胀做功，由涡轮发动机尾喷管8喷出产生推力；飞行器达到转接高度后，此时空气压力和密度已不再适合涡轮发动机1工作，因而关闭涡轮发动机1，起动固体(或液体)火箭发动机3，将飞行器推至高空；返回过程中，飞行器可先做无动力滑翔，至转接高度及近地飞行时，可以再重新起动涡轮发动机1，做有动力机动飞行；飞行器返回地面后，鉴于嵌套结构的特点，可以方便的更换火箭发动机3和火箭发动机可调尾喷管9，达到快速重复使用的要求。