[实用新型]组合式火箭发动机有效
申请号: | 201520972957.2 | 申请日: | 2015-11-30 |
公开(公告)号: | CN205190059U | 公开(公告)日: | 2016-04-27 |
发明(设计)人: | 王兵;谢峤峰 | 申请(专利权)人: | 清华大学 |
主分类号: | F02K9/08 | 分类号: | F02K9/08;F02K9/32;F02K9/10 |
代理公司: | 北京五洲洋和知识产权代理事务所(普通合伙) 11387 | 代理人: | 张向琨 |
地址: | 10008*** | 国省代码: | 北京;11 |
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摘要: | |||
搜索关键词: | 组合式 火箭发动机 | ||
技术领域
本实用新型涉及发动机领域,尤其涉及一种组合式火箭发动机。
背景技术
近年来,伴随着对高超音速飞行器及单级入轨动力系统的研究的不断深入,吸气 式组合循环发动机技术得到了快速的发展,特别是对火箭基组合循环发动机与涡轮基组合 循环发动机的深入研究,从20世纪80年代起就已经开始了相关应用技术的研究。其中火箭 基组合循环发动机就是将火箭与冲压发动机进行有效的组合的组合式发动机,并且在不同 的工作条件下,使得两种不同的发动机发挥各自的最大性能优势,从而成功实现航空航天 动力推进的最佳组合。而涡轮基组合循环发动机则是将涡轮发动机与冲压发动机进行有效 组合的一种组合式发动机。当然这两种组合式发动机在不同的航天航空任务中均能发挥特 有的作用,如在低空进行高超音速飞行时,选择航程远,耗油低的涡轮基组合循环发动机。 然而在实际工程使用过程中,涡轮冲压组合循环发动机由于组成部件十分复杂,同时对涡 轮发动机技术要求也过于苛刻而受到很大的发展限制;而火箭冲压组合循环发动机虽然结 构相对简单,但其整体性能已无法再进一步提高。
实用新型内容
鉴于背景技术中存在的问题,本实用新型的目的在于提供一种组合式火箭发动 机,其能简化发动机的结构,并提高发动机整体的热力学效率、动力系统的性能以及经济性 能。
为了实现上述目的,本实用新型提供了一种组合式火箭发动机,其包括外壳、固定 导向柱、爆震发动机、外进气道、第二燃烧室以及固体药柱。
外壳具有:空气入口,设置于外壳的前端,呈环形,连通外部大气;以及超声速喷 口,设置于外壳的后端。
固定导向柱设有多个燃料入口,燃料入口设置于固定导向柱的外侧表面上,连通 外部的燃料供给装置。
爆震发动机包括中心锥体、壳体、第一燃烧室、多个内进气道、氧化剂储罐、多个氧 化剂输出管、多个燃料输入管、燃料收集管、多个燃料输出管、燃料进管以及多个燃料喷口。 中心锥体具有:前体,从外壳的前端伸出且后部连接于固定导向柱;以及后体,位于外壳中, 与中心锥体的前体一体形成。壳体围绕整个后体并固定设置于前体后部的外表面,与整个 后体的外表面围成轴向延伸的第一燃烧室,第一燃烧室在轴向上的末端为出口;多个内进 气道,各内进气道的一端经由第一阀与空气入口连通,另一端与第一燃烧室连通。氧化剂储 罐收容于前体内。多个氧化剂输出管设置于前体内,各氧化剂输出管一端经由第二阀与氧 化剂储罐连通,另一端与对应的内进气道连通。多个燃料输入管设置于前体内,各燃料输入 管一端与对应的燃料入口连通。燃料收集管在中心锥体的前体和后体之间并位于中心锥体 的前体和后体内部,连通燃料输入管,收集由燃料输入管输入的燃料。多个燃料输出管设置 在中心锥体的后体内并且周向分布、径向延伸,各燃料输出管的一端连通燃料收集管。燃料 进管设置在中心锥体的后体内部,呈环形,与所述多个燃料输出管的另一端均连通,接收经 由所述多个燃料输出管通入的燃料。多个燃料喷口周向均匀分布在设置在中心锥体的后体 内且开口设于中心锥体的后体的外表面上并径向延伸,各燃料喷口连通燃料进管和第一燃 烧室。
外进气道设置于外壳和爆震发动机之间,一端连通于外壳的空气入口。
第二燃烧室设置于外壳内的位于壳体与中心锥体的后体后方的空间,前端连通于 第一燃烧室的出口以及外进气道的另一端,后端连通于外壳的超声速喷口。
固体药柱收容并固定于外壳内且位于第二燃烧室内,且内部中空以供空气流动。
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