[实用新型]一种共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机

说明书

一种共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机，涉及组合发动机。设有涡轮通道、火箭通道和冲压通道；所述涡轮通道、火箭通道和冲压通道共用一个三维内转进气道和尾喷管；涡轮通道和火箭通道出口接有一个共用的亚燃燃烧室，冲压通道设有超燃燃烧室。针对涡轮‑冲压、亚燃‑超燃模态转换中出现的问题，提出一种引入与涡轮发动机并联的火箭进行涡轮‑冲压推力桥接、共用亚燃燃烧室的串并混联的三动力组合发动机设计技术。通过形成动力混用，同时火箭与涡轮并联的流道形式，可有效跨越推力鸿沟及降低三动力组合系统的复杂度。集涡轮发动机高比冲、冲压发动机高马赫数和火箭发动机全速域的优点于一身。

技术领域

本实用新型设计组合发动机，尤其是涉及一种涡轮与火箭并联的共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机。

背景技术

高超声速飞行被认为是继螺旋桨和喷气推进之后的第三次革命，以美国为首的世界上各大军事强国都十分重视高超声速飞行器技术的研究。目前，空天飞行器的学术研究前沿热点正在从超燃冲压发动机的研制转向能够实现水平起飞、加速到高超声速的组合式动力系统的研究，而其中又以涡轮基组合式循环发动机的研制为重点。涡轮基组合式循环发动机(TBCC)是指由涡轮发动机与其他类型发动机组合而成的动力装置，是高超声速飞行器实现自加速、带动力水平着陆及重复使用的关键动力系统之一。其具有灵活的发射和着陆地点、耐久性高、单位推力大、能采用普通燃料和润滑剂，且运行成本很低和安全性很高，是未来很有前途的高超声速动力之一。

但在马赫2～3范围内，TBCC动力系统存在难以从涡轮发动机工作状态转换为冲压发动机工作状态的难题；且在模态转换过程中TBCC动力系统难以满足飞行器推力需求，陷入难以逾越的“推力鸿沟”。此外，现阶段压燃冲压发动机工作马赫数集中在Ma3～5，超燃冲压发动机工作马赫数为Ma5～8。为了使在Ma3～8范围内冲压发动机均能正常工作，现阶段主要采用双模态超燃冲压发动机，其在Ma3～5状态燃烧室进口马赫数为亚声速，Ma5以上为超声速。然而目前该技术成熟度较低，离实现工程运用较远。

发明内容

本实用新型的目的在于提供涡轮与火箭并联的一种共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机。

本实用新型设有涡轮通道、火箭通道和冲压通道；所述涡轮通道、火箭通道和冲压通道共用一个三维内转进气道和尾喷管；涡轮通道和火箭通道出口接有一个共用的亚燃燃烧室，冲压通道设有超燃燃烧室。

所述超燃燃烧室可采用双模超燃燃烧室。

本实用新型针对涡轮-冲压、亚燃-超燃模态转换中出现的问题，提出一种引入与涡轮发动机并联的火箭进行涡轮-冲压推力桥接、共用亚燃燃烧室的串并混联的三动力组合发动机设计技术。该组合发动机通过形成动力混用(涡轮/冲压/火箭)，同时火箭与涡轮并联的流道形式，可有效跨越推力鸿沟及降低三动力组合系统的复杂度。本实用新型集涡轮发动机高比冲、冲压发动机高马赫数和火箭发动机全速域的优点于一身，具有技术难度适中、可重复使用等优点。

与现有技术相比，本实用新型的突出优点在于：

本实用新型所述涡轮与火箭并联、共用亚燃燃烧室的三动力组合发动机兼顾了宽速域和高性能的特点。考虑到涡轮发动机加力燃烧室本质为亚燃燃烧室，其工作原理与火箭发动机的亚燃燃烧室一致，因此在工作原理上存在将两者合二为一的可能。本实用新型仅需通过一个流道选择阀门，即可实现涡轮发动机与火箭发动机共用一套亚燃燃烧室和喷管，其相比于常规的三通道、三动力组合发动机，本实用新型可减少一套亚燃燃烧室和喷管结构，具有结构简单可靠的优点。

附图说明

图1是本实用新型实施例整体通道横截面示意图。

图2是图1中截面A的示意图。

图3是图1中截面B的示意图。