[发明专利]一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机

说明书

本发明公开了一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，包括进气道、隔离段、燃烧室、内置火箭、凹腔、燃料喷注孔和尾喷管；所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和所述尾喷管沿轴线方向依序连接，气流由所述进气道进入，经由所述隔离段和所述燃烧室后由所述尾喷管排放；所述凹腔设置于所述燃烧室的中部；所述内置火箭设置于所述隔离段和所述燃烧室的连接处，用于向所述燃烧室提供富燃羽流；所述燃料喷注孔设置于所述凹腔的前部，用于为所述燃烧室提供燃料；所述尾喷管沿气流流向扩张。本发明提供的适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。

技术领域

本发明涉及冲压发动机领域，特别涉及一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机。

背景技术

冲压发动机是一种利用物理型面将高速来流空气进行减速增压，并在燃烧室中组织燃烧的空气喷气发动机。相较于涡轮喷气发动机，冲压发动机结构简单，无转动部件，不存在涡轮叶片的耐热性限制，所以燃烧室可以允许更高的燃烧温度，可以加入更多的能量而获得更大的推力。相比于火箭发动机，冲压发动机大量利用空气中的氧气作为氧化剂，减少了自身所需携带的氧化剂，比冲大大提高，具有更高的性价比。因此，冲压发动机以其特有的性能优越性来满足在大气层内飞行的飞行器的要求，特别是在军事上对飞行器高速远航程巡航的要求。

为使超燃冲压发动机在飞行过程中具有更优的加速性能，需要尽可能提高推阻比，低动压飞行将是一种降低飞行阻力提高推阻比的可行方式。然而，随着超燃冲压发动机高度-速度飞行包线的不断拓宽，环境压力和空气密度不断下降，也将面临低动压飞行可行性的问题。因此，综合减阻要求和高空飞行需求，低动压飞行将成为必然趋势。然而，飞行动压降低定会引起燃烧室压力下降，减缓化学反应速率，且燃烧室内为超声速流动，燃料与空气混合物的驻留时间极短，严重影响燃料与空气的掺混，燃烧组织愈发困难，恶化超燃冲压发动机的工作性能，为超声速燃烧的稳定性和高效性带来了巨大的挑战。

图1用于示出一种常规纯冲压发动机的示意图。如图1所示，常规纯冲压发动机包括进气道21、隔离段22、燃烧室23、凹腔24、燃料喷注孔25和尾喷管26。鉴于上述困难，在30km以上的飞行高度，图1所示的常规纯冲压发动机会出现燃烧效率不佳、燃烧不稳定乃至点火失败的情况。针对这种情况，现有的研究试图增加自身燃料携带量，牺牲部分比冲，以提高质量流率，从而提高推力，但增加燃料不能确保推力一直增加，反而可能影响发动机的正常工作，并不能改变发动机的工作范围。为了拓宽冲压发动机的工作范围及提高其工作性能，急需一种技术方案改善冲压发动机的低动压飞行的工作特性。

发明内容

本发明要解决的技术问题是为了克服现有技术中的上述缺陷，提供一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机内流道技术方案，采用高焓射流，为燃烧室组织燃烧提供能量和高温高压环境，可以有效改善冲压发动机在高空飞行中的点火特性及工作性能。

本发明是通过下述技术方案来解决上述技术问题：

一种适用于低动压飞行的火箭增强型冲压发动机，包括进气道、隔离段、燃烧室、内置火箭、凹腔、燃料喷注孔和尾喷管；

所述进气道、所述隔离段、所述燃烧室和所述尾喷管沿轴线方向依序连接，气流由所述进气道进入，经由所述隔离段和所述燃烧室后由所述尾喷管排放；

所述凹腔设置于所述燃烧室的中部；

所述内置火箭设置于所述隔离段和所述燃烧室的连接处，用于向所述燃烧室提供富燃羽流；

所述燃料喷注孔设置于所述凹腔的前部，用于为所述燃烧室提供燃料；

所述尾喷管沿气流流向扩张。

可选地，所述进气道和所述隔离段之间由法兰连接或焊接。

可选地，所述隔离段和所述燃烧室之间由法兰连接或焊接。

可选地，所述燃烧室和所述尾喷管之间由法兰连接或焊接。