[实用新型]双系统火箭基吸气式发动机

说明书

本实用新型提供了一种双系统火箭基吸气式发动机，包括外壳，燃烧室，进气道，导流锥，雾化阀，单向阀。双系统火箭基吸气式发动机在发射及低速阶段时采用有阀脉冲发动机工作模式，航空燃料通过雾化阀雾化，点火燃烧后产生推力;在速度大于一马赫时采用吸气式发动机工作模式，直接利用空气中的氧、氢继续提供推力，无需消耗自带液氧，减少了对氢、氧推进剂的消耗，进而提高了火箭在同等体积下的有效载荷重量。优化了传统火箭发动机的结构。提升了火箭动力系统的整体性能。

技术领域

本实用新型涉及发动机领域，具体涉及一种协同吸气式火箭发动机。

背景技术

如今动力系统，包括各类航空发动机、脉冲发动机，活塞式发动机，均有各自优秀的性能。20世纪80年代以来，为21世纪低成本航天运输系统研制新一代可重复使用吸气式火箭组合发动机的构想极大地促进了航天和军用先进动力装置的概念研究，其中组合循环吸气式推进系统有三种基本形式：空气增强火箭（ARR）、基于涡轮的组合循环推进系统（TBCC）和火箭基组合循环推进系统（RBCC）。

迄今为止，美国、日本、俄罗斯和欧盟等国家和地区纷纷开展了RBCC的研究工作，均取得了一定的成果。我国也于2014年成立了组合动力研究中心开展相关研究，但对于双系统吸气式发动机的研究还相当匮乏。

传统的火箭发动机存在以下缺点：氧化剂消耗量大，自身重量大，经济成本高，此外有效载荷低。

实用新型内容

鉴于背景技术中存在的问题，本实用新型提供了一种双系统火箭基吸气式发动机，其能减少对氢、氧推进剂的消耗，简化发动机的结构，并提高发动机整体动力系统的性能以及经济性能。

为了解决上述目的，本实用新型提供了一种双系统火箭基吸气式发动机，由自身携带氧化剂脉冲发动机和吸气系统结合而成，其包括外壳、整流罩、导流锥、外进气道、燃料加注喷管、雾化阀、燃烧室以及拉瓦尔喷管。

启动阶段在高温燃气的引射作用下，空气从外进气道被吸入，空气的总压升高，由于来流气压低，发动机的推力主要由有阀脉冲发动机系统提供，当超过1马赫时，来流气压高，进气道打开，空气在整流罩和导流锥的作用下直接进入燃烧室；经雾化阀雾化后的航空煤油与空气混合，高温引燃混合体，利用空气中的氧气代替自身携带的氧化剂工作。当马赫数超过3马赫时，由于空气稀薄，来流高温高速等其他因素，进气道关闭，氧化剂供应阀门打开，由自身携带氧化剂的脉冲式发动机继续提供高空飞行推力需求。

外壳具有：进气道入口，设置于一级火箭前段，呈方形，连通外部大气。

发动机前端面有8个气流入口，燃料通过燃料加注喷管高压加注到气体导流锥内，再通过雾化阀呈锥形喷出，直接在燃烧室雾化。

本发动机取消传统有阀脉冲发动机在燃烧室外壁的火花塞，由火花塞点火器从尾喷管直接深入燃烧室点火，发射后火箭自动离开点火器，有效地减小了有火花塞引起的火箭最大直径增加的问题，减轻了箭体重量。

单向阀的质量直接影响发动机的寿命和性能，而单向阀在运行环境下极易损坏。因此本双系统火箭基吸气式发动机单向阀采用易安装模式，方便维修与更换，提高了整体发动机的经济性。

在吸气工作模式下，直接利用大气中的空气而无须消耗自带氧化剂，能顺利实现大气层内的0-3个马赫数的飞行，其工作范围覆盖从地面到外大气层。

本发动机在两种工作系统下都利用同一个火箭燃烧室，有效的减轻了火箭起飞质量。

本实用新型的有益效果是：较单一火箭推进方式燃料消耗低，高比冲，结构简单，空载质量小，可靠性高，能源节约型。

附图说明

图1是双系统火箭基吸气式发动机图，如图1所示。

图2是双系统火箭基吸气式发动机燃烧室图。