[发明专利]一种固液冲压发动机

说明书

技术领域

本发明属于发动机技术领域，具体涉及一种冲压发动机。

背景技术

为了实现远距离、高性能、高马赫数飞行，需要一种远程、高速、适应大机动飞行的飞行器。这种飞行器能够以飞机、地面为平台起飞，并能够远距离、超音速飞行，且能够进行大机动飞行。

对于飞行器而言，需要适应不同的飞行轨迹，在不同的攻角下飞行，要达到这一要求，必须相应提高飞行器推进系统的性能水平，因为它是反映飞行器性能高低的重要技术基础，对决定飞行器速度、高度、航程和机动性等一系列任务参数起着关键作用。未来的飞行器在提高速度、增加航程、适应机动性和大空域条件下飞行等方面提出更高的要求。在这方面冲压发动机有着更加突出的综合性能优势。它利用飞行器在大气层内飞行时来流空气的动能经进气道压缩增压升温，空气中的氧在燃烧室中与燃料燃烧后从超声速排气中获得推力。由于利用空气做氧化剂，比冲比火箭发动机高了3～5倍，特别适用于超声速飞行。

目前国内外按照使用燃料的类型，冲压发动机主要分为液体燃料冲压发动机、固体燃料冲压发动机。液体燃料冲压发动机比冲较高，但存在大攻角下容易熄火的不足。固体燃料冲压发动机在大攻角下不易熄火，但存在推力不易调节、比冲低的不足。

发明内容

本发明的目的就是为了克服现有冲压发动机存在的上述缺点，提出了固液冲压发动机，能够保持液体燃料冲压发动机比冲较高和固体燃料冲压发动机在大攻角下不易熄火的优点，同时克服了液体冲压发动机在大攻角下容易熄火、固体燃料冲压发动机推力不易调节、比冲低的缺点。

本发明的固液冲压发动机由进气道、燃烧室、尾喷管、燃气发生器、油箱系统和控制系统等组成；其中，油箱系统包括高压气瓶、减压阀、安全阀、燃油、油滤和皮囊等，控制系统按照设定要求提供给冲压发动机满足要求的燃油流量。

燃气发生器主要由绝热燃烧室、包覆药柱、长尾管喷管组件和点火器组成，包覆药柱通过一定间隙轴向装配在绝热燃烧室内，长尾管喷管组件通过连接件与绝热燃烧室连接，点火器通过螺纹及密封垫安装固定在长尾管喷管组件上；

点火器可设置为外置式或内置式。

燃气发生器固定在油箱系统内部，燃气发生器的长尾管穿过燃烧室的头部伸入燃烧室内部。

进气道可根据飞行器需求，进气形式可设置为中心进气、旁侧进气、颌下进气等。进气道数量可为1个或多个（一般不超过4个），并呈现不同布局和夹角。

燃烧室可根据需要，采用带头部回流区的被动热防护燃烧室或采取带机械式火焰稳定器的气膜冷却燃烧室或夹层结构的主动冷却燃烧室；燃烧室直径可根据需要采用亚声速燃烧的等直径燃烧室或超声速燃烧的逐渐扩张式燃烧室。

喷管可根据需要，采用非金属材料的固定喉道喷管、金属式可调喉道喷管或非金属式可调喉道喷管；喷管可采用亚声速燃烧的拉法尔喷管（型面为先收缩后扩张）或超声速燃烧的扩张喷管；为冲压发动机提供初始速度的助推器可根据需要将药柱浇注于燃烧室内或将助推器通过喷管塞入燃烧室内部或将助推器与喷管串联；对于将助推器药柱浇注在燃烧室内部的冲压发动机，需要在进气道出口设置隔板，在冲压发动机工作过程中，隔板破碎，使得空气进入燃烧室。对于将助推器塞入燃烧室的冲压发动机，需要在燃烧室内部设置非金属垫块，避免助推器在分离的过程中损伤燃烧室和喷管内壁面。

燃气发生器采用多段燃速药柱或单一燃速药柱，并且可以根据推力需求，调整燃气发生器固体燃料与燃油的配比关系，使燃气发生器燃烧产生的推力与燃油产生的推力相互结合，同时使得燃气发生器燃烧不完全的固体燃料在冲压发动机燃烧室内进行了二次燃烧，提高了燃气发生器固体燃料的燃烧效率，进而满足飞行器推力的需求。

工作原理：在助推器将发动机助推到预定高度和马赫数之前，供油系统的高压气瓶向气囊充气，气囊挤压油箱中的燃油，满足涡轮泵进口油压要求；转级分离（助推器与冲压发动机分开）后，燃油经喷油环喷入进气道或燃烧室中，高速来流空气在进气道中通过激波系增压，并与燃油在进气道掺混，固体燃料燃气发生器点火之后产生高温贫氧燃气并喷射到冲压发动机燃烧室中，点燃来自进气道的油气混合物，在冲压发动机燃烧室中实现亚声速或超声速条件下气、固、液三相混合燃烧并产生高温燃气，高温燃气在冲压发动机尾喷管膨胀，产生发动机所需要的推力。

燃气发生器采用多段燃速药柱或单一燃速药柱，并且可以根据推力要求，调整燃气发生器固体燃料和燃油的配比关系。使燃气发生器燃烧产生的推力与燃油产生的推力相互结合，满足飞行器推力的需求。

有益效果：

（1）本发明与液体冲压发动机相比，大机动飞行冲压发动机不易熄火；