[发明专利]一种空气涡轮火箭发动机系统

说明书

本发明公开了一种空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，燃烧室的燃料入口与燃料输送系统相连，燃烧室的进风口与助燃气系统相连，进风口设有用以阻止燃烧产物从进风口排出的进气阀。燃料和助燃气体在燃烧室内混合并燃烧，进风口设有进气阀，燃烧过程中进气阀关闭，燃料燃烧近似于等容加热过程。当循环吸热量一定时，等容循环的放热量要小于传统燃烧室等压循环的放热量。因此，空气涡轮火箭发动机系统的理想循环功更大，循环的热效率更高，因而可提高空气涡轮火箭发动机系统单位推力和比冲。

技术领域

本发明涉及涡轮基组合循环发动机系统技术领域，特别涉及一种空气涡轮火箭发动机系统。

背景技术

传统的膨胀式空气涡轮火箭发动机系统相比于同类型(如燃气发生器空气涡轮火箭发动机系统)的其他发动机系统产生的推力较小，较低温度的燃气驱动涡轮的功率较小。容易造成压力机和燃料泵增压能力不足、跨声速/高超声速下推阻平衡较难实现，制约了膨胀式空气涡轮火箭发动机系统在宽速域飞行器方面的应用。

因此，如何提供一种解决上述问题的技术方案是本领域技术人员急需解决的技术问题。

发明内容

本发明的目的是提供一种空气涡轮火箭发动机系统，其在燃烧室的进风口设置了进气阀，使燃料燃烧过程中近似于等容加热，因而燃烧室内循环更接近汉弗莱循环，提高了做功效率。

为实现上述目的，本发明提供一种空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，所述燃烧室的燃料入口与所述燃料输送系统相连，所述燃烧室的进风口与所述助燃气系统相连，所述进风口设有用以阻止燃烧产物从所述进风口排出的进气阀。

优选地，还包括进气道，所述燃料输送系统包括燃料储箱、主阀门和预冷器，所述预冷器设置在所述进气道的尾部。

优选地，所述燃料输送系统还包括换热器，所述换热器位于尾喷管和所述燃烧室的排气口之间，所述预冷器的出口与所述换热器的冷媒入口相连。

优选地，所述燃料输送系统还包括燃料泵和燃气涡轮，所述燃料泵位于所述主阀门和所述燃料储箱之间，所述燃气涡轮位于所述换热器与所述燃烧室的燃料入口之间，且所述燃气涡轮与所述燃料泵相连、用以驱动所述燃料泵。

优选地，所述燃料输送系统还包括主涡轮，所述助燃气系统包括位于所述预冷器后方的压气机，所述主涡轮位于所述燃气涡轮与所述燃烧室的燃料入口之间，且所述主涡轮与所述压气机相连、用以驱动所述压气机。

优选地，所述燃料储箱和所述燃料泵之间设有节流阀。

优选地，所述进气阀为放气活门。

本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统，包括燃烧室、燃料输送系统和助燃气系统，燃烧室的燃料入口与燃料输送系统相连，燃烧室的进风口与助燃气系统相连，进风口设有用以阻止燃烧产物从进风口排出的进气阀。

燃料和助燃气体在燃烧室内混合并燃烧，进风口设有进气阀，燃烧过程中进气阀关闭，燃料燃烧近似于等容加热过程，当循环吸热量一定时，等容循环的放热量要小于等压循环的放热量。因此，空气涡轮火箭发动机系统的理想循环功更大，循环的热效率更高，因而可提高空气涡轮火箭发动机系统单位推力和比冲。

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，还可以根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明所提供的空气涡轮火箭发动机系统的结构示意图；

图2为图1中燃烧室的结构示意图；

图3为图1中空气涡轮火箭发动机系统理想热力循环的p-v图；