[发明专利]一种变循环空气涡轮火箭组合发动机

说明书

技术领域

本发明涉及一种变循环空气涡轮火箭组合发动机，特别适用于长时间低速经济巡航、短时间高速机动的航空飞行器。

背景技术

目前在役的航空飞行器动力主要包括涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机。这些动力各有优缺点：涡轮发动机燃油经济性高，推重比低，一般工作高度低于20km，工作速度不超过2Ma；冲压发动机适宜高空高速工作，且燃油经济性好，但无法零速自主起动和高速机动；火箭发动机可全空域、全速域工作，但燃油经济性差。单一使用这些动力均难以使航空飞行器同时具备长时间经济巡航、短时间高速机动的能力，制约着航空航天飞行器的发展。

通过组合的方式将两种或两种以上的动力循环集成在一起，使动力系统以变循环的方式工作是拓展航空飞行器工作范围的一种手段。目前的变循环组合发动机主要有两种：一是将涡轮发动机循环和冲压发动机循环组合在一起的涡轮基组合循环发动机（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）。这种动力在低速段以涡轮发动机模式工作，在高速段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，燃油经济性好，但需要发展系统复杂、技术难度大的高速涡轮加速器；二是将火箭发动机循环和冲压发动机循环组合在一起的火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）。这种动力在低速段、高速机动或高空（约30km以上）以火箭发动机模式工作，在巡航段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，推质比大，但火箭发动机模式的燃油经济性差。

发明内容

本发明所要解决的技术问题是：为航空飞行器提供一种既能长时间经济巡航，又能短时间内以较高综合性能高速机动的动力系统解决方案，且可解决现有航空涡轮发动机无法自起动的问题。

本发明的技术解决方案如下：

一种变循环空气涡轮火箭组合发动机，其特殊之处在于：

包括涡轮发动机，所述涡轮发动机包括压气机1、轴9、主燃烧室3、空气涵道4、涡轮6、加力燃烧室7和尾喷管8；

所述压气机1位于主燃烧室进气口侧，所述涡轮6位于主燃烧室3出气口侧，所述压气机1与涡轮6通过轴9连接；所述空气涵道4位于主燃烧室3外侧，连通压气机1与加力燃烧室7；所述加力燃烧室7位于涡轮6排气侧，所述尾喷管8与加力燃烧室7连通；

所述组合发动机还包括燃气发生器2和第二涡轮，所述燃气发生器2位于空气涵道4和主燃烧室3之间，所述第二涡轮位于涡轮6的叶尖处并通过轴9与压气机1连接；所述燃气发生器2出口正对第二涡轮。

上述燃气发生器2以航空飞行器自带推进剂为介质，所述自带推进剂为单组元推进剂、双组元推进剂或三组元推进剂。

上述第二涡轮为叶尖涡轮。

上述燃气发生器2为环形发生器。

本发明与现有技术相比具有如下特点：

1、本发明组合发动机将涡轮发动机和涡轮火箭发动机巧妙的进行了组合，以现有航空涡轮发动机为基本结构，共用组件多，对现有的航空涡轮发动机系统改动较少，易于实现。能够以涡轮发动机和涡轮火箭发动机两种模式工作。

2、本发明组合发动机与空气涡轮火箭发动机相比，低速段以涡轮发动机模式工作，燃油经济性高；与航空涡轮发动机相比，可在地面实现快速的自启动，提高飞行器的自主能力，缩短紧急升空时间，提高飞行器的相应速度；而且该组合发动机能以两种模式同时工作，保证转子始终以最大物理转速工作，以产生最大推力，改善了现有航空涡轮发动机高空推力衰减快的缺点，满足航空飞行器高速机动的需要。

3、本发明组合发动机以涡轮发动机模式工作出现空中停车时，能通过涡轮火箭发动机模式进行连续、多次的再启动。即使启动失败，飞行器仍可以涡轮火箭发动机模式进行有动力返场或紧急迫降。

4、本发明组合发动机，叶尖涡轮具有高的周向旋转速度，相同的输出功率下所需的燃气发生器流量小，涡轮火箭发动机模式有较好的燃油经济性。

5、本发明组合发动机，采用圆环形燃气发生器，使得组合发动机的各部件配合更加紧凑。

附图说明

图1为本发明的系统示意图；

图2为图1的B-B视图；

图3为本发明的涡轮发动机工作模式原理图；

图4为本发明以空气涡轮火箭发动机工作模式原理图；

其中，附图标记为：1-压气机、2-燃气发生器、3-主燃烧室、4-空气涵道、5-叶尖涡轮、6-涡轮、7-加力燃烧室、8-尾喷管，9-轴。

具体实施方式、

下面结合附图对本发明做进一步说明：