一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机及运行方法
文献发布时间：2023-06-19 16:09:34
技术领域
本发明涉及发动机，特别是一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机及运行方法。
背景技术
旋转爆震冲压发动机是使用爆震燃烧作为燃烧组织方式的新型推进系统，相比较传统基于等压燃烧的动力具有更高的理论循环效率和更紧凑的结构，采用旋转爆震燃烧室替代了传统的冲压发动机燃烧室，利用冲压发动机的进气道从外部环境中获取氧化剂。由于旋转爆震冲压发动机兼具了旋转爆震燃烧和冲压发动机的优势，具有比冲高、结构简单、燃烧室短、推重比大、自增压、热循环效率高等优势，得到了广泛关注。
旋转爆震火箭发动机相比于传统的火箭发动机具有更高的热循环效率和比冲，同时结构简单、燃烧室短、推重比大。旋转爆震火箭发动机可以通过调节推进剂流量调节推力，灵活改变飞行器的飞行状态。俄罗斯先期研究基金会对世界首台液氧煤油旋转爆震火箭发动机全尺寸样机进行了多次的点火，试验验证了旋转爆震火箭发动机的技术可行性。
单独的旋转爆震冲压发动机存在无法自启动的问题，高马赫数飞行条件下其角度和高度难以灵活快速机动。为解决上述问题，提出全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机，利用火箭发动机不受高度和速度限制的优点弥补冲压发动机点火、大角度机动困难等不足，将火箭与宽范围（如Ma2.5～6+）冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段、或者弹/机攻击阶段两者共同工作，拓宽了飞行器的工作范围，采用氢燃料时速域甚至可拓展到Ma8。未来，全旋转爆震火箭-冲压组合发动机可用于单级入轨空天飞机、高超声速巡航导弹、多次重复使用和水平起降等空天飞行器。
发明内容
本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机及运行方法，该全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机及运行方法具有旋转爆震火箭模态和旋转爆震冲压模态；先以旋转爆震火箭模态工作，实现零速启动助推或水平发射；当飞行速度达到Ma2.5时，切换至旋转爆震冲压模态，利用空气中氧气，实现在Ma2.5-Ma6+不同速域范围内的变模态工作。同时，燃料腔能对公共壳体进行冷却，还能对燃料进行预热，也有利于以热燃料的形式实现爆震燃烧。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机，包括外壳、中心体、氧化剂储箱和燃料储箱；
外壳包括沿尾气排放方向依次同轴布设的弧形扩增段、短圆筒段、长圆筒段和弧形收缩段；其中，长圆筒段的内径大于短圆筒段的内径，长圆筒段的长度大于短圆筒段的长度。
中心体同轴设置在外壳中心，中心体包括沿尾气排放方向依次同轴布设的进气锥、喷注面板和火箭发动机。
进气锥与弧形扩增段之间形成可调进气道，进气锥与短圆筒段之间形成进气隔离段。
喷注面板安装在进气锥尾端，喷注面板沿周向布设有与氧化剂储箱相连通的若干个氧喷孔。
火箭发动机的前端安装在喷注面板上，火箭发动机包括从外至内依次同轴设置的公共壳体和火箭发动机中心体。
火箭发动机中心体包括沿尾气排放方向依次同轴布设的中心圆柱段和中心尾锥。
公共壳体的外壁面与长圆筒段之间形成冲压旋转爆震燃烧室；公共壳体的尾端短于长圆筒段的尾端，公共壳体尾端与长圆筒段尾端之间形成外喷管。
公共壳体内壁面与中心圆柱段之间形成旋转爆震火箭燃烧室，旋转爆震火箭燃烧室能与每个氧喷孔相连通。
公共壳体内壁面与中心尾锥之间形成内喷管。
公共壳体中心设置有环形且密封的燃料腔，燃料腔与燃料储箱相连通；燃料腔包括从外至内依次同轴且平行设置的外燃料腔和内燃料腔。
公共壳体的前端内壁面沿周向布设若干个燃料内喷孔，每个燃料内喷孔均分别能与内燃料腔和旋转爆震火箭燃烧室相连通。
公共壳体的外壁面沿周向布设有若干个燃料外喷孔，每个燃料外喷孔均分别能与外燃料腔和冲压旋转爆震燃烧室相连通。
氧化剂储箱同轴内置在进气锥中；燃料储箱同轴内置在火箭发动机中心体中。
燃料储箱中燃料携带量能超过发动机自重的一半以上。
旋转爆震火箭燃烧室的长度为公用壳体长度的1/3～1/2。
旋转爆震火箭燃烧室的长度小于冲压旋转爆震燃烧室的长度，旋转爆震火箭燃烧室的径向厚度小于冲压旋转爆震燃烧室的径向厚度。
公共壳体的尾部外壁面设置有环形的大凸起；在邻近中心尾锥的中心圆柱段外壁面上设置有环形的小凸起。
燃料腔的轴向长度不小于冲压旋转爆震燃烧室的轴向长度。
一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机的运行方法，包括如下步骤。
步骤1、零速自启动：火箭-冲压组合发动机具有旋转爆震火箭模态和旋转爆震冲压模态；火箭-冲压组合发动机启动旋转爆震火箭模态；此时，燃料储箱向燃料腔内供给燃料，燃料腔通过燃料内喷孔向旋转爆震火箭燃烧室内喷射燃料；同时，氧化剂储箱通过氧喷孔向旋转爆震火箭燃烧室内喷射氧化剂；进入旋转爆震火箭燃烧室中的燃料和氧化剂发生旋转爆震火箭燃烧，产生推力，实现飞行器的零速自启动。
步骤2、旋转爆震从火箭模态切换至冲压模态：当飞行器的飞行速度达到Ma2+时，火箭-冲压组合发动机关闭旋转爆震火箭模态，启动旋转爆震冲压模态；此时，燃料储箱向燃料腔内供给燃料，燃料腔通过燃料外喷孔向冲压旋转爆震燃烧室内喷射燃料；同时，空气中的氧气依次通过可调进气道和进气隔离段后，进入冲压旋转爆震燃烧室，并与燃料混合，发生冲压旋转爆震燃烧，实现飞行器在大气层内的巡航飞行。
步骤3、旋转爆震从冲压模态切换至火箭模态：当飞行器的飞行速度达到Ma6+或需要进入临近空间以及入轨飞行时，火箭-冲压组合发动机关闭旋转爆震冲压模态，开启旋转爆震火箭模态。
步骤4、冷却公共壳体：在步骤1至步骤3中，燃料储箱不断向燃料腔内供给燃料，从而对公共壳体的内壁面和外壁面进行冷却，同时使得燃料得到预热。
本发明具有如下有益效果：
1、本发明中的旋转爆震火箭燃烧室和冲压旋转爆震燃烧室均采用旋转爆震组织燃烧，发动机具有结构简单、长度短、推重比大、热循环效率高等优点；与传统的涡轮基组合循环或者火箭基组合循环发动机相比，该全新发动机的旋转爆震冲压模态可在宽马赫数（Ma2.5-6.0+）工作，使用方式灵活，尤其是火箭模态只需加速到较低速域下限，因此发动机经济性好。
2、本发明中环形燃料腔的设计，燃料在喷入旋转爆震火箭燃烧室或冲压旋转爆震燃烧室之前，先在燃料腔内其进行预热，文献表明，预热燃料更有利于实现连续旋转爆震燃烧。同时，燃料吸热后实现对两侧的公共壳体内外壁面的冷却，降低旋转爆震火箭燃烧室壁面的热防护需求。
3、本发明中的组合循环发动机能够发挥出旋转爆震火箭发动机和旋转爆震冲压发动机在各自范围的技术优势，具备工作范围宽、综合经济性好等技术特点，是实现飞行器宽速域、宽空域飞行的理想动力装置。
4、以本发明组合发动机为动力装置的飞行器具有水平起降、天地往返、重复使用的优点。
附图说明
图1显示了本发明一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机的整体结构示意图。
图2显示了本发明一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机的剖面结构示意图。
其中有：
100.外壳；
110.弧形扩增段；120.短圆筒段；130.长圆筒段；140.弧形收缩段；150.扩张过渡段；
200.中心体；
210.进气锥；211.可调进气道；212.进气隔离段；
220.喷注面板；221.氧喷孔；
230.公用壳体；231.燃料腔；231a.外燃料腔；231b.内燃料腔；232.大凸起；233.旋转爆震火箭燃烧室；234. 冲压旋转爆震燃烧室；235.内喷管；236.外喷管；
240.火箭发动机中心体；241.中心圆柱段；242.小凸起；243.中心尾锥；
300. 氧化剂储箱；
400. 燃料储箱。
具体实施方式
下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。
如图1和图2所示，一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机，包括外壳100、中心体200、氧化剂储箱300和燃料储箱400。
外壳包括沿尾气排放方向依次同轴布设的弧形扩增段110、短圆筒段120、长圆筒段130和弧形收缩段140；其中，长圆筒段的内径大于短圆筒段的内径，长圆筒段的长度大于短圆筒段的长度，短圆筒段和长圆筒段的内壁面通过扩张过渡段150进行衔接。
中心体同轴设置在外壳中心，其包括沿尾气排放方向依次同轴布设的进气锥210、喷注面板220和火箭发动机。
进气锥与弧形扩增段之间形成可调进气道211，进气锥与短圆筒段之间形成进气隔离段212。
喷注面板安装在进气锥尾端，喷注面板沿周向布设有与氧化剂储箱相连通的若干个氧喷孔221。
火箭发动机的前端安装在喷注面板上，火箭发动机包括从外至内依次同轴设置的公共壳体230和火箭发动机中心体240。
火箭发动机中心体包括沿尾气排放方向依次同轴布设的中心圆柱段241和中心尾锥242。
公共壳体的外壁面与长圆筒段之间形成冲压旋转爆震燃烧室234；公共壳体的尾端短于长圆筒段的尾端，公共壳体尾端与长圆筒段尾端之间形成外喷管236。进一步，公共壳体的尾部外壁面优选设置有环形的大凸起232，大凸起232的凸起顶端进而形成外喷管的喉部。
公共壳体内壁面与中心圆柱段之间形成旋转爆震火箭燃烧室233，旋转爆震火箭燃烧室能与每个氧喷孔相连通。
公共壳体内壁面与中心尾锥之间形成内喷管235。进一步，在邻近中心尾锥的中心圆柱段外壁面上设置有环形的小凸起243，小凸起243的凸起顶端进而形成内喷管的喉部。
公共壳体中心设置有环形且密封的燃料腔231，燃料腔包括从外至内依次同轴且平行设置的外燃料腔231a和内燃料腔231b，外燃料腔231a和内燃料腔231b均与燃料储箱相连通。进一步，燃料腔的轴向长度优选不小于冲压旋转爆震燃烧室的轴向长度。
外燃料腔231a和内燃料腔231b的径向厚度之和优选为为5 mm-10 mm。
公共壳体的前端内壁面沿周向布设若干个燃料内喷孔，每个燃料内喷孔均分别能与内燃料腔和旋转爆震火箭燃烧室相连通。
公共壳体的外壁面沿周向布设有若干个燃料外喷孔，每个燃料外喷孔均分别能与外燃料腔和冲压旋转爆震燃烧室相连通。
本发明中，氧化剂储箱优选同轴内置在进气锥中；燃料储箱优选同轴内置在火箭发动机中心体中。
燃料储箱中携带燃料为火箭-冲压组合发动机双模态共用。由于火箭发动机中心体为中空向内收缩型，较容易提升燃料携带量超过发动机自重的一半以上。发动机的火箭模态和冲压模态均采用了旋转爆震这种自增压燃烧组织形式，尤其是火箭发动机部分增压结构及机体结构均较简单。加之理论上爆震燃烧能够提高热力循环效率20%-30%，在携带同样的燃料时可以飞行更远。
旋转爆震火箭燃烧室的长度为公用壳体长度的1/3～1/2，火箭燃烧室嵌套的设计，相比较传统的采用一级火箭发动机助推的冲压发动机和火箭-冲压组合动力方案，取消了原助推火箭发动机的长度，从而大幅缩短了设计。
旋转爆震火箭燃烧室的长度小于冲压旋转爆震燃烧室的长度，旋转爆震火箭燃烧室的长度的等直段长度不超过冲压旋转爆震燃烧室等直段长度的1/2。这样设置的好处为：一方面是由于前者以氧气为氧化剂相较于后者以空气为氧化剂的反应活性更高、释热距离短，另一方面是前者的氧气进气速度显著低于后者的空气进气速度；旋转爆震火箭燃烧室的径向厚度小于冲压旋转爆震燃烧室的径向厚度。
一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机的运行方法，包括如下步骤。
步骤1、零速自启动：火箭-冲压组合发动机具有旋转爆震火箭模态和旋转爆震冲压模态；火箭-冲压组合发动机启动旋转爆震火箭模态；此时，燃料储箱向燃料腔内供给燃料，燃料腔通过燃料内喷孔向旋转爆震火箭燃烧室内喷射燃料；同时，氧化剂储箱通过氧喷孔向旋转爆震火箭燃烧室内喷射氧化剂；进入旋转爆震火箭燃烧室中的燃料和氧化剂发生旋转爆震火箭燃烧，产生推力，实现飞行器的零速自启动，也即第一阶段。
步骤2、旋转爆震从火箭模态切换至冲压模态：当飞行器的飞行速度达到Ma2+时，火箭-冲压组合发动机关闭旋转爆震火箭模态，启动旋转爆震冲压模态；此时，燃料储箱向燃料腔内供给燃料，燃料腔通过燃料外喷孔向冲压旋转爆震燃烧室内喷射燃料；同时，空气中的氧气依次通过可调进气道和进气隔离段后，进入冲压旋转爆震燃烧室，并与燃料相互混合，发生冲压旋转爆震燃烧，实现飞行器在大气层内的巡航飞行，也即第二阶段。
步骤3、旋转爆震从冲压模态切换至火箭模态：当飞行器的飞行速度达到Ma6+或需要进入临近空间以及入轨飞行时，火箭-冲压组合发动机关闭旋转爆震冲压模态，开启旋转爆震火箭模态，也即第三阶段。
步骤4、冷却公共壳体：在步骤1至步骤3中，燃料储箱不断向燃料腔内供给燃料，从而对公共壳体的内壁面和外壁面进行冷却，同时使得燃料得到预热。
以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。