[发明专利]全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法

权利要求书

1.全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机，其特征在于，整体呈轴对称结构，并包括外机匣、中心体以及模态转换装置；

所述外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；所述外机匣壳体与所述模态转换装置之间形成隔离段流道；所述外机匣壳体为圆筒状结构，并设置有多个沿周向均匀分布的超燃冲压模态燃料喷注孔和多个沿周向均匀分布的亚燃冲压模态燃料喷注孔；所述亚燃冲压模态燃料喷注孔位于所述隔离段流道内；所述超燃冲压模态燃料喷注孔位于所述可伸缩外唇罩与所述亚燃冲压模态燃料喷注孔之间；所述超燃冲压模态燃料喷注孔和所述亚燃冲压模态燃料喷注孔均与外部的燃料储箱连通；

所述中心体包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥、压气机、涡轮、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管；所述压气机、所述涡轮、所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管构成涡轮/火箭模态连续爆轰发动机；所述中心锥的前端伸出所述外机匣的外部，并与所述可伸缩外唇罩之间形成可调节进气道；所述压气机和所述涡轮安装于所述中心锥的后端部；所述中心锥在所述压气机与所述涡轮之间设置有沿周向均匀分布的氧化剂喷注孔，所述氧化剂喷注孔用于向所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射氧化剂；所述涡轮位于所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内；

所述模态转换装置包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器、固定环以及第二模态转换器；所述固定环与所述外机匣壳体的内壁固定连接，介于所述压气机和所述外机匣壳体之间，并设置有用于向所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射燃料的内侧燃料喷注孔；所述第一模态转换器和所述第二模态转换器均能够作动收缩和扩张，使所述第一模态转换器的外端部在所述外机匣壳体与所述中心锥之间摆动且所述第二模态转换器的外端部在所述外机匣壳体与所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室之间摆动，用于控制组合循环发动机的模态转换；

所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室与所述外机匣壳体之间形成环形的冲压模态连续爆轰燃烧室，所述冲压模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰冲压模态用燃烧室，所述连续爆轰冲压模态包括超燃冲压模态和亚燃冲压模态；

所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。

2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述中心锥外壁面与所述外机匣壳体之间连接有多个沿周向均匀分布的连接管；

所述中心锥内部设置有与所述氧化剂喷注孔连通的氧化剂输送通道；

所述连接管一端与所述氧化剂输送通道连通，另一端与外部的氧化剂储箱连通。

3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述中心锥内部还设置有环形的氧化剂储存稳压腔；

所述氧化剂储存稳压腔连通于所述连接管与所述氧化剂输送通道之间。

4.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，还包括多个沿周向均匀分布的燃料喷注管；

所述燃料喷注管固定连接于所述固定环与所述外机匣壳体之间，用于连通所述内侧燃料喷注孔与外侧的燃料储箱。

5.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述涡轮/火箭连续爆轰发动机尾喷管为拉瓦尔喷管，用于通过前后伸缩提供最大化推力。

6.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室与所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管之间设置有缩径结构。

7.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管为可变形扩张的喷管。

8.如权利要求1-7任意一项所述的全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机的运行方法，其特征在于，包括：

第一阶段：零速启动，零速时组合循环发动机启动连续爆轰涡轮模态，在压气机作用下空气进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室，通过内侧燃料喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射燃料，通过氧化剂喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷射氧化剂，燃料和氧化剂掺混形成可爆燃气，起爆后形成自持传播的连续爆轰波，涡轮受到爆轰产生的高温燃气驱动，带动压气机进一步吸入空气，高温燃气从涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管喷出，产生推力，实现飞行器的零速启动；

第二阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma2时，第一模态转换器与第二模态转换器作动收缩，组合循环发动机启动连续爆轰冲压模态且转换为涡轮-冲压工作模态，通过亚燃冲压模态燃料喷注孔向冲压模态连续爆轰燃烧室喷注燃料，通过内侧燃料喷注孔向涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室内喷注燃料，冲压模态连续爆轰燃烧室中燃料与来流空气充分掺混，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室中的燃料与经压气机进入的空气进行混合，然后分别起爆并形成连续爆轰；随着飞行马赫数增加，第一模态转换器与第二模态转换器进一步收缩，同时调节冲压模态连续爆轰燃烧室的燃料喷注流量，保证当量比范围，当第一模态转换器收缩至中心体处，第二模态转换器收缩至涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室外壁面时，涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室停止工作，此时完全由冲压模态连续爆轰燃烧室提供动力；

第三阶段：飞行马赫数达到Ma3后，组合循环发动机切换为亚燃冲压模态，通过亚燃冲压模态燃料喷注孔喷注的燃料与来流空气在隔离段流道内产生预燃激波串，进入冲压模态连续爆轰燃烧室后起爆形成稳定传播的连续爆轰波，实现亚燃冲压连续爆轰燃烧；

第四阶段：飞行马赫数达到Ma5后，组合循环发动机进入超燃冲压模态，可伸缩外唇罩后移，可变形喷管由拉瓦尔喷管结构形式调整为扩张喷管结构形式，同时燃料喷注位置由亚燃冲压模态燃料喷注孔替换为超燃冲压模态燃料喷注孔，延长液体燃料与超声速来流空气的掺混距离，组合循环发动机转换为高马赫数超燃冲压模态连续爆轰发动机；

第五阶段：当飞行器的飞行速度达到Ma8以上或需要进入临近空间以及入轨飞行时，组合循环发动机关闭连续爆轰超燃冲压模态，通过氧化剂喷注孔进入涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室的氧化剂与通过内侧燃料喷注孔进入的液体燃料进行掺混起爆，高温燃气通过涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管喷出提供推力，开启连续爆轰火箭模态。