[实用新型]一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机

说明书

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，属于组合发动机领域，包括三维内转进气道、涡扇‑亚燃组合通道、超燃冲压通道和尾喷管；三维内转进气道设有第一出口和第二出口；尾喷管设有第一入口和第二入口；涡扇‑亚燃组合通道的入口与第一出口相接，涡扇‑亚燃组合通道的出口与尾喷管的第一入口相接；涡扇‑亚燃组合通道内从入口到出口依次安装有涡扇发动机和亚燃燃烧室；超燃冲压通道的入口与第二出口相接，超燃冲压通道的出口与尾喷管的第二入口相接；超燃冲压通道内设有超燃燃烧室，可保持宽速域飞行和高比冲优点的同时，实现两种模态燃烧室的共存，提高推进系统的总体性能，具有结构简单可靠、技术难度适中等优点。

技术领域

本实用新型涉及组合发动机领域，尤其涉及一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机。

背景技术

高超声速飞行被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的第三次革命，以美国为首的世界各大军事强国都十分重视高超声速飞行器技术的研究。目前，高超声速飞行器的学术研究前沿热点正在从超燃冲压发动机的研制转向能够实现水平起飞、自主加速到高超声速的组合式动力系统的研究，而其中又以涡轮基组合式循环发动机的研制为重点。涡轮基组合式循环发动机(TBCC)是指由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，是高超声速飞行器实现自主加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一，其具有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大、能采用普通燃料和润滑剂，且运行成本较低和安全性较高等优点，是未来很有前途的高超声速动力之一。

现阶段涡轮发动机的工作马赫数主要为马赫0～2、冲压发动机工作马赫数为Ma3～6⁺，在马赫数2～3范围内，TBCC动力系统存在涡轮发动机工作马赫数上不去，冲压发动机工作马赫数下不来的问题，模态转换过程中组合发动机推力难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”；此外，现有涡轮发动机主要采用涡扇发动机结构形式，而涡扇发动机加力燃烧室本质为亚燃燃烧室。

发明内容

本实用新型的目的在于解决现有技术中的上述问题，提供一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，可保持宽速域飞行和高比冲优点的同时，实现两种模态燃烧室的共存，提高推进系统的总体性能，具有结构简单可靠、技术难度适中等优点。

为达到上述目的，本实用新型采用如下技术方案：

一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机，包括三维内转进气道、涡扇-亚燃组合通道、超燃冲压通道和尾喷管；

所述三维内转进气道设有第一出口和第二出口；

所述尾喷管设有第一入口和第二入口；

所述涡扇-亚燃组合通道的入口与第一出口相接，涡扇-亚燃组合通道的出口与尾喷管的第一入口相接；涡扇-亚燃组合通道内从入口到出口依次安装有涡扇发动机和亚燃燃烧室；所述涡扇发动机安装于涡扇-亚燃组合通道入口的一端，所述亚燃燃烧室安装于涡扇-亚燃组合通道出口的一端；

所述超燃冲压通道的入口与第二出口相接，超燃冲压通道的出口与尾喷管的第二入口相接；超燃冲压通道内设有超燃燃烧室。

所述涡扇发动机设有外涵通道和内涵通道，火箭发动机采用插板形式布置于外涵通道中。

本实用新型还包括进气道分流板、可调喉道、喷管上调节板和喷管下调节板；所述进气道分流板铰接于三维内转进气道的第一出口处，以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的入口；所述可调喉道安装于尾喷管的第一入口处；可调喉道的出口端铰接有所述喷管上调节板，喷管上调节板可旋转运动以开启或关闭涡扇-亚燃组合通道的出口；所述喷管下调节板安装于尾喷管的第二入口处，喷管下调节板可上下运动以调节尾喷管的面积。

本实用新型的工作原理如下：

1、三维内转进气道有两个出口，第一出口接涡扇-亚燃组合通道，第二出口接超燃冲压通道，涡扇-亚燃组合通道和超燃冲压通道通过两个入口连接并共用尾喷管。