[发明专利]火箭基组合循环发动机

说明书

一种火箭基组合循环发动机，包括壳体、进气道、中心锥、火箭燃烧室，超燃燃烧室以及超燃喷管，壳体内依次设置有进气道、超燃燃烧室，所述进气道内设置有中心锥，中心锥的末端连接火箭燃烧室，火箭燃烧室的末端连接有塞式喷管。火箭燃烧室包括筒状外壳以及设置在筒状外壳内的火箭燃烧室内芯，筒状外壳的一端连接在中心锥上且与中心锥光滑过渡连接，火箭燃烧室内芯的一端连接在中心锥上，火箭燃烧室内芯与筒状外壳的中心轴线重合。来流空气从进气道入口经进气道进入到超燃燃烧室，超燃燃烧室的末端连接有超燃喷管。本发明将传统的火箭发动机钟形喷管改为塞式喷管，利用塞式喷管与环境压力的自动匹配特性，可保证该发动机在宽范围内具有较高性能。

技术领域

本发明涉及航空航天领域中的组合循环发动机，尤其是指包含吸气式冲压发动机在内的火箭基组合循环(Rocket-Based Combined Cycle，简称RBCC)发动机。

背景技术

实现高超声速(通常指飞行马赫数大于5，马赫数是指飞行速度与声速之比)飞行的动力装置可以采用火箭发动机，也可以采用超燃冲压发动机。火箭发动机技术成熟，可以在大气层内和大气层外工作。由于火箭发动机必须自带所有氧化剂和燃料，比冲很低(比冲指的是单位质量推进剂产生的总冲量，是反应发动机性能的最重要指标，为本领域所公知，液氧煤油发动机的比冲小于3000N.m/s)。超燃冲压发动机利用空气中的氧作为氧化剂，具有推进剂比冲高(大于8000N.m/s)、结构简单等优点，是当今世界各国的研究热点。

超燃冲压发动机的主要缺点是：发动机在低速下不能工作，需要外部动力将飞行器助推到接力马赫数(即冲压发动机开始工作的马赫数)。最先进的助推方式是采用组合循环方案，也就是将火箭发动机或涡轮发动机组合到超燃冲压发动机中，实现整个高超声速飞行器的自行起飞。

文献Evolutionary Algorithm Based Approach for RBCC EnginesOptimization(D Pastrone.AIAA 2008-5170)等公布的火箭基组合循环发动机方案，在此称为A方案，参照图1，A方案图中有：中心锥1、进气道2、火箭燃烧室3、火箭喷管4、火箭燃气5、经过进气道压缩后的空气6、混合层7、超燃燃烧室8、超燃喷管9、来流空气10、超燃燃气11。图1所示火箭基组合循环发动机为一轴对称结构，包括火箭发动机和超燃冲压发动机；火箭发动机由火箭燃烧室3和火箭喷管4组成，火箭燃烧室3为一薄壁圆筒状结构，火箭喷管4为先收缩后扩张的拉瓦尔喷管；超燃冲压发动机由中心锥1、进气道2、超燃燃烧室8和超燃喷管9构成，整体为轴对称旋成体结构；当飞行器向前飞行时，来流空气10在飞行器的相对运动下，将会灌进进气道2中，并在进气道2中减速增压；经进气道压缩后的空气6与火箭燃气5两股气流之间，形成混合层7；空气和燃气在混合层7中混合并燃烧，燃烧的化学能将转变为燃气的热能，使得燃气温度升高；高能量的燃气通过超燃喷管9膨胀加速后，排出发动机；由于出口超燃燃气11的速度高于来流空气10的速度，根据动量定理(牛顿第二定律，为本领域所公知)，发动机将产生向前运动的推力。A方案中将火箭发动机连接到进气道中心锥之后，火箭发动机喷管出口位于冲压发动机隔离段内。整个发动机有三个工作模式：(1)在起飞阶段，火箭发动机工作，并通过引射作用(引射是指通过高速气流的卷吸作用，将低压气体吸入高压区的过程)，卷入一部分来流空气参与燃烧，从冲压发动机喷管排出后产生推力；(2)在飞行器达到冲压发动机可以工作的接力马赫数后，火箭发动机停止工作，依靠冲压发动机的工作产生推力并加速到巡航马赫数，并在巡航马赫数一直工作；(3)在大气层外，仅火箭发动机工作。