一种宽速域火箭冲压发动机及火箭

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体是一种宽速域火箭冲压发动机及火箭。

背景技术

宽速域火箭冲压发动机中随着飞行速度的不同具有多种工作模态，不同的工作模态共用一个内流道，他们在流动、混合、燃烧过程中具有各自的特点，因此很难用一个固定流道来使每一个工作模态都具有高效的性能。在较低飞行速度时，火箭冲压发动机利用引射空气中的氧气，提高了飞行过程中的比冲性能。因此在引射模态下，需要较多的空气流量，发动机需要具有较大的内流道直径。在较高飞行速度下，为了使发动机性能较好，燃烧稳定，需要对空气压缩，内流道马赫数降低，因此内流道直径不能太大。

发明内容

为了解决上述宽速火箭冲压发动机在流道直径上的难以调和的问题，本发明提供一种宽速域火箭冲压发动机及火箭，可以使火箭发动机兼顾更宽的飞行速域，提高发动机总体推力性能，具有很强的科研价值。

为实现上述目的，本发明提供一种宽速域火箭冲压发动机，包括引射火箭、内涵通道、外涵通道、混合通道与合流通道；

所述内涵通道位于所述引射火箭输出端的后方，所述外涵通道的一端套设在所述内涵通道上，另一端与所述合流通道的输入端相通；

所述混合通道的一端与所述内涵通道的输出端相通，另一端与所述合流通道的输入端相通，且所述外涵通道环绕在所述混合通道周围；

所述外涵通道上设有激波组件，以使得外涵气流仅能在速度较低时进入混合通道和/或合流通道。

在其中一个实施例中，还包括第一通道壁与第二通道壁，所述第二通道壁的一端套设在所述第一通道壁上；

所述引射火箭与所述内涵通道位于所述第一通道壁内，所述外涵通道的一部分位于所述第一通道壁与所述第二通道壁之间，所述外涵通道的另一部分位于所述第一通道壁的延伸面与所述第二通道壁之间；

所述混合通道与合流通道均位于所述第一通道壁的后方，且位于所述第二通道壁内，所述激波组件固定设在所述第二通道壁上。

在其中一个实施例中，所述激波组件包括若干内收板与若干外扩板；

各所述内收板依次间隔排列，且各所述内收板的一端与所述第二通道壁固定相连，另一端朝外涵气流的流动方向倾斜；

各所述外扩板的依次间隔排列，且所述外扩板的一端位于两个相邻的内收板之间，另一端朝外涵气流的来流方向倾斜。

在其中一个实施例中，所述内收板与所述外扩板的倾斜角均不大于30°。

在其中一个实施例中，所述内收板与所述外扩板一一对应，所述外扩板与对应所述内收板之间通过连接结构固定相连，且所述连接结构上设有透气孔。

在其中一个实施例中，所述合流通道为一等值通道。

在其中一个实施例中，所述内涵通道的长度为L1，所述混合通道的长度为L2，所述外涵通道的等效直径为D；

其中，0.5D

在其中一个实施例中，还包括依次相连的扩张段、低速燃烧室与尾喷管，所述扩张段的输入端与所述合流通道的输出端相通；

所述引射火箭输出端的截面截面为A1，所述内涵通道的截面面积为A2，所述扩张段输入端的截面面积为A3，所述扩张段输出端的截面面积为A4；

其中，A1

为实现上述目的，本发明还提供一种宽速域火箭，具有上述宽速域火箭冲压发动机。

相较于现有技术，本发明提供的一种宽速域火箭冲压发动机及火箭具有如下有益技术效果：

1、采用内外涵设计的火箭冲压发动机内流道，可以使发动机在高速和低速状态时，根据空气来流的状态，选择实际的流道面积，从而保证了其在更宽的速域内性能较好。

2、发动机采用简单的外扩板、内收板设计，使超音速气流不能顺利通过外涵通道，设计简单，便于加工，降低成本。

3、合流通道在不同的发动机工作状态下具有组织燃烧与充分混合两种工作角色，提高了发动机的集成性，使发动机结构更加紧凑，降低发动机重量，提高发动机推重比。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中宽速域火箭冲压发动机的布局结构示意图；

图2为本发明实施例中发动机为轴对称构型时连接结构的第一种实施方式的结构示意图；

图3为本发明实施例中发动机为轴对称构型时连接结构的第二种实施方式的结构示意图。

附图标号：引射火箭10、内涵通道201、外涵通道202、混合通道203、合流通道204、扩张段30、低速燃烧室40、尾喷管50、第一通道壁601、第二通道壁602、内收板701、外扩板702、连接结构703、透气孔704。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例公开的一种宽速域火箭冲压发动机，其主要包括引射火箭10、内涵通道201、外涵通道202、混合通道203与合流通道204。其中，内涵通道201位于引射火箭10输出端的后方，外涵通道202的一端套设在内涵通道201上，另一端与合流通道204的输入端相通；混合通道203的一端与内涵通道201的输出端相通，另一端与合流通道204的输入端相通，且外涵通道202环绕在混合通道203周围，合流通道204为一等值通道；外涵通道202上设有激波组件，以使得外涵气流仅能在速度较低时进入混合通道203和/或合流通道204。

进一步地，宽速域火箭冲压发动机还包括依次相连的扩张段30、低速燃烧室40与尾喷管50，扩张段30的输入端与合流通道204的输出端相通；引射火箭10输出端的截面截面为A1，内涵通道201的截面面积为A2，扩张段30输入端的截面面积为A3，扩张段30输出端的截面面积为A4；其中，A1

本实施例中，内涵通道201的长度为L1，混合通道203的长度为L2，外涵通道202的等效直径为D；其中，0.5D

本实施例中，通过在常规火箭冲压发动机的基础上增设了外涵通道202，并在外涵通道202上设置仅能通过低俗气流的激波组件。当发动机处于低速飞行状态时，引射火箭10可以同时引射内涵通道201与外涵通道202中的空气，由于空气来流速度较低，外涵气流可以较为顺畅的通过激波组件，引射火箭10不仅可以对内涵空气增压，同时可以在混合通道203中对外涵空气增压，此时发动机气流实际通流面积为外涵通道202与混合通道203的总截面面积，即A3。发动机处于高速飞行状态时，外涵气流在激波组件的作用下形成激波，难以流入发动机，同时内涵通道201中的内涵气流在外涵通道202高压的作用下，也很难流入外涵通道202，此时发动机气流实际通流面积为混合通道203的截面面积，即A2。

本实施例中，合流通道204在不同的发动机工作状态下具有两种工作角色：第一为发动机处于高速飞行状态时，发动机气流在合流通道204内组织燃烧，随后经扩张段30、低速燃烧室40、喷管不断膨胀，最后排入环境；第二为发动机处于低速飞行状态时，发动机混合气流在合流通道204中充分混合，经过扩张段30使混合气流产生节流截面，混合气流在低速燃烧室40中燃烧，最后经过喷管排入环境。

在具体实施过程中，宽速域火箭冲压发动机还包括第一通道壁601与第二通道壁602，第二通道壁602的一端套设在第一通道壁601上。引射火箭10与内涵通道201位于第一通道壁601内，外涵通道202的一部分位于第一通道壁601与第二通道壁602之间，外涵通道202的另一部分位于第一通道壁601的延伸面与第二通道壁602之间；混合通道203与合流通道204均位于第一通道壁601的后方，且位于第二通道壁602内，激波组件固定设在第二通道壁602上。

本实施例中，激波组件包括若干内收板701与若干外扩板702。各内收板701依次间隔排列，且各内收板701的一端与第二通道壁602固定相连，另一端朝外涵气流的流动方向倾斜；各外扩板702的依次间隔排列，且外扩板702的一端位于两个相邻的内收板701之间，另一端朝外涵气流的来流方向倾斜。其中优选地，内收板701与外扩板702的倾斜角均不大于30°。

在具体实施过程中，若发动机为轴对称构型时，即为圆形截面发动机时，以图1的中心线为轴线，进行360°的旋转即能得到发动机的三维机构。在该种实施方式下，外涵通道202为一环形通道，为避免外扩板702悬空难以固定，因此将内收板701与外扩板702一一对应，外扩板702与对应内收板701之间通过连接结构703固定相连，且连接结构703上设有透气孔704。其中，连接结构703可以为若干连接杆，各连接杆沿周向间隔设在外扩板702与对应内收板701之间之间，即图2所示。或者连接结构703为与外扩板702一一对应的连接板，该连接板为环形环形结构，且连接板的外环与内收板701固定相连，连接板的内环与外扩板702固定相连，透气孔704沿周向间隔设在连接板上，即图3所示。该该具体实施方式中，若低速时发动机需要最大推力为1吨，高速时发动机巡航推力为0.5吨，因此将具体的设计参数为：A1＝0.008m

在具体实施过程中，若发动机为轴对称构型时，即为矩形截面发动机时，以图1进行二维拉伸即能得到发动机的三维机构。在该种实施方式下，外涵通道202的数量为两个，且两个外涵通道202对称位于内涵通道201的上下两侧。因此，可以不再需要在外扩板702与内收板701之间设置另外的连接结构。直接将外扩板702连接在发动机左右两侧的侧壁上即可，外扩板702与内收板701的数量也不再需要一一对应。该该具体实施方式中，若低速时发动机需要最大推力为1吨，高速时发动机巡航推力为0.5吨，因此将具体的设计参数为：A1＝0.008m

需要注意的是，虽然本实施例中图示的激波组件位于混合通道203周围，在具体实施过程中，也可以将激波组件设置在第一通道壁601与第二通道壁602之间。或者在外涵通道202的全段都设置激波组件。

需要注意的是，本实施例中的第一通道壁、第二通道壁、内收板与外扩板内部均设置有水冷通道。本实施例中发动机可以采用3D打印技术一体成型。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。