[发明专利]共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法

权利要求书

1.一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统，一套是常规高压核心机系统(B)，另一套是火箭燃气发生器系统(C)；所述两套独立的燃气发生器系统共用一套低压转子系统(A)、以及共用一套分涵道流动系统(D)和复燃增推系统(E)，从而构成发动机的两种不同工作模式，该两种不同工作模式为：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式，在常规高压核心机系统(B)工作时，发动机以混合排气涡轮风扇模式工作；在火箭燃气发生器系统(C)工作时，发动机以空气涡轮火箭模式工作；当发动机接到飞机的信号：当前飞行马赫数0.0～2.5的范围内时，使用混合排气涡轮风扇模式工作，当发动机接到飞机的信号：当前飞行马赫数2.5～4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作；所述两套相互独立的燃气发生器系统,其中一个系统打开时另一个系统关闭；

其特征在于：所述低压转子系统(A)的低压涡轮(A3)为两套燃气发生器系统的共用涡轮，当采用空气涡轮火箭模式工作时，推进剂在火箭燃气发生器系统(C)的火箭燃烧室(C1)中燃烧产生富燃燃气，驱动下游共用低压涡轮(A3)带转风扇(A1)吸入并压缩空气流，富燃燃气流和空气流在复燃增推系统(E)中掺混并二次点燃，高速排出气体从而产生推力。

2.根据权利要求1所述一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：所述低压转子系统(A)被两套独立的燃气发生器系统共用，其沿着发动机轴向前端设有风扇(A1)、中间设有低压转动轴(A2)、后端设有共用低压涡轮(A3)；该共用低压涡轮(A3)在两种不同工作模式下均被各自的燃气驱动、被驱动后再带动低压转动轴(A2)转动、该低压转动轴(A2)再带动该风扇(A1)转动，该风扇(A1)转动以后，气流就会被风扇吸入到整个流道中并被压缩。

3.根据权利要求1所述一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：所述常规高压核心机系统(B)包括高压压气机(B2)、高压转动轴(B3)、主燃烧室(B4)、高压涡轮(B5)；燃油和空气在所述主燃烧室(B4)中燃烧产生燃气驱动高压涡轮(B5)转动，高压涡轮(B5)转动带动高压转动轴(B3)和高压压气机(B2)共同转动，将空气流吸入高压压气机并进行增压；所述常规高压核心机系统(B)在高压压气机(B2)进口还设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门(B1)，在高压涡轮(B5)出口有一个同步于前模式选择阀门进行开闭的后模式选择阀门(B6)，通过同时关闭前模式选择阀门(B1)和后模式选择阀门(B6)可以将常规高压核心机系统(B)完全关闭；所述常规高压核心机系统(B)工作时，所述火箭燃气发生器系统(C)关闭，所述常规高压核心机系统(B)的后模式选择阀门(B6)打开，所述高压涡轮(B5)的气流流经所述后模式选择阀门(B6)、从后模式选择阀门(B6)引出的气流驱动共用低压涡轮(A3)转动、再带动前面的低压转动轴(A2)和风扇(A1)转动；所述主燃烧室(B4)采用富氧的空气-煤油定压燃烧系统，主以保证在常规高压核心机系统(B)工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)有足够的氧气进行加力燃烧。

4.根据权利要求1所述一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：所述火箭燃气发生器系统(C)包括火箭燃烧室(C1)、火箭喷管(C2)、级间射流支板(C3)；该火箭喷管(C2)用于扩压和产生设定流速的富燃燃气流；该推进剂在火箭燃烧室(C1)中燃烧产生富燃燃气，经由打开的级间射流支板(C3)进入共用低压涡轮(A3)，在流道内膨胀驱动共用低压涡轮(A3)做功，进而通过低压转动轴(A2)带动风扇(A1)转动，该火箭燃气发生器系统(C)工作时，该常规高压核心机系统(B)关闭，风扇(A1)转动吸入的空气流全部进入分涵道流动系统(D)的外涵道(D2)；所述级间射流支板(C3)包括级间射流支板的射流出口，该射流出口同样设有能够控制开闭的机构，在火箭燃气发生器系统(C)不工作的时候，级间射流支板(C3)的射流出口关闭；所述火箭燃烧室(C1)采用富燃的液氧-煤油定压燃烧系统，以控制燃烧室出口总温，同时可以保证在火箭燃气发生器系统(C)工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)能够不需要额外供给煤油即可完成加力燃烧。