[实用新型]一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空航天发动机技术领域，具体是一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机。

背景技术

双模态超燃冲压发动机技术是高超声速飞行器推进技术，乃至整个高超声速技术体系中的核心技术。超燃冲压发动机属于吸气式喷气发动机，但超燃冲压发动机需要在较高的飞行马赫数下才能启动工作，因此需要与其他类型的动力系统进行组合，才能在较大飞行包线内完成飞行任务。一般来说，超燃冲压发动机起始工作的下限是Ma=5左右，双模态超燃冲压发动机可以下延至Ma3左右，对于起始工作点之前则需要其他的动力装置来推动飞行器起飞和加速。

火箭基组合循环发动机推进系统（RBCC）被认为是最有可能投入使用的一种循环发动机。经过调研，早期的火箭基组合循环发动机推进系统以整体式火箭冲压发动机为代表，助推火箭与亚燃冲压发动机共用一个燃烧室。助推火箭将飞行器加速到转级点后冲压发动机开始工作。其性能优势主要是在飞行马赫数2.5-4范围内有较好的比冲性能。由于目前亚燃冲压发动机在高于马赫数4飞行时性能较差，所以这种整体式火箭冲压发动机一般工作在马赫数0-4范围内。

随着双模态超燃冲压发动机技术的发展，现有火箭基组合循环发动机推进系统能够在马赫数8以上工作。其技术特点主要是在双模态超燃冲压发动机的流道内放置增加了引射火箭，使发动机能够在Ma0-3范围内工作在引射模态。在Ma超过3后关闭火箭，双模态冲压发动机工作。在飞行器飞出大气层后关闭进气道，火箭发动机再次点火，工作在纯火箭模态。其主要不足在于，当发动机在低马赫数（引射模态）工作时，燃烧室出口气流为亚声速，而为了匹配发动机高马赫数的性能，发动机的尾喷管为扩张喷管，需要通过组织二次燃烧，形成热力学喉道，来完成气流的加速，实现该方案的技术难度非常大。另外，在Ma0-3的飞行轨道内,在冲压发动机燃烧室内组织燃烧，形成二次喉道需要极其复杂的附件系统；对引射火箭和二次组织燃烧的技术要求非常高，一旦二次燃烧没有形成热力学吼道，进入尾喷管的将是亚声速气流，会造成很大的性能损失。

实用新型内容

本实用新型提出了一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，该发动机能够实现在宽马赫数范围（马赫数0-8）内工作的同时，解决现有火箭基组合循环发动机推进系统结构复杂、技术难度大的问题。

本实用新型的技术方案为：一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，主要包括进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室、尾喷管部分和飞行器机身；所述进气道由超声速进气道和进气道开关挡板两部分组成，火箭和超燃冲压共用燃烧室由隔离段、隔离段开关挡板及点火装置、推进剂药柱和燃气通道组成；尾喷管部分由可抛喷管喉道和尾喷管组成；其特征在于：进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室和尾喷管部分依次首尾相接安装在飞行器机身上，成为一个完整的发动机，进气道开关挡板位于超声速进气道后端，进气道开关挡板后端为隔离段，隔离段开关挡板及点火装置位于隔离段出口处，推进剂药柱安装在燃气通道内，燃气通道出口后端处安装有可抛喷管喉道，尾喷管位于发动机最后端。

本实用新型所述超声速进气道采用二维混压式。

本实用新型有益效果：本实用新型所述一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机方案，在双模态超燃冲压发动机的基础上增加了两个开关挡板和可脱离喷管喉道，使发动机能够以纯火箭模态工作，将飞行器加速至转级点后，变形成为双模态超燃冲压发动机继续工作。而且本方案与现有技术相比，技术难度相对小，结构简单，易于实现。另外，本方案可实现0马赫数起动，在低马赫数飞行时，工作在纯火箭模态，发动机性能稳定，加速过程短，能够快速使飞行器加速爬升至双模态超燃冲压发动机工作的飞行条件；在高马赫数飞行时，工作在双模态超燃冲压模态，发动机比冲大，航程远，高速巡航性能优异。

附图说明

图1为发动机工作在Ma0-3范围内纯火箭模态下的整体结构图。

图2为纯火箭模态下进气道开关挡板结构图。

图3为纯火箭模态下隔离段开关挡板及点火装置结构图。

图4为飞行马赫数达到3后，进气道开关挡板打开的示意图。

图5为飞行马赫数达到3后，喷管喉道分离，脱离机体示意图。

图6为发动机工作在双模态超燃冲压模态下的整体结构图。

图中: 1.超声速进气道2.进气道开关挡板3.隔离段4.隔离段开关挡板及点火装置5.推进剂药柱6.燃气通道7-1.可抛喷管喉道上半部分7-2.可抛喷管喉道下半部分8.尾喷管9. 飞行器机身。

具体实施方式