[发明专利]一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机

说明书

本发明公开了一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，该组合循环发动机包括外壳以及中心体；外壳包括沿轴向依次连接的隔离段外部短圆筒段、隔离段外部渐扩短圆筒段、突扩段外部短圆筒段以及长圆筒段；中心体同轴安装于外壳内，前端部伸出于外壳，并包括沿轴向依次设置的中心锥、储存腔、喷注面板、火箭式连续爆轰燃烧室以及火箭式连续爆轰发动机尾喷管。上述组合循环发动机利用火箭式连续爆轰发动机不受高度和速度限制的优点来弥补冲压式连续爆轰发动机无法零速启动、大角度机动困难等不足，将火箭与宽域进气的冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段或者弹/机攻击阶段两者协调工作，能够拓宽飞行器的工作范围。

技术领域

本发明涉及航空航天发动机结构设计技术领域，具体涉及一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机。

背景技术

传统航空航天发动机普遍采用等压燃烧释能方式工作，如涡喷/涡扇/涡桨发动机、固体/液体火箭发动机以及亚燃/超燃冲压发动机等，发动机热效率的提升面临“天花板”，对于进一步提升发动机性能的迫切需求也已不能满足。爆轰燃烧近似等容燃烧，较之等压燃烧有着更高的热效率，若能将发动机的释能方式转换成爆轰燃烧，则有望打破发动机的性能“瓶颈”，因此近年来爆轰发动机在国内外受到了广泛关注，逐渐成为新一代航空航天推进技术的研究热点。

连续爆轰发动机具有结构简单、单次起爆、自维持、自增压、热效率高、入流范围宽、推力大等优势，是目前最有希望带来航空航天推进领域技术跨越的革命性技术，具有良好的工程应用前景。而连续爆轰冲压发动机是使用爆轰燃烧作为燃烧组织方式的新型冲压推进系统，其采用连续爆轰燃烧室代替了传统冲压发动机燃烧室，通过进气道从外部环境中取得氧化剂，连续爆轰冲压发动机兼具了连续爆轰燃烧和冲压发动机的优势，具有比冲高、结构简单、推重比大、自增压、热循环效率高等优势。但是单一动力的连续爆轰冲压发动机存在无法零速启动的问题，在高马赫数飞行条件下难以灵活快速机动。传统RBCC(Rocket-Based Combined Cycle，火箭基组合循环)发动机是一种结构简单、高度集成的火箭基组合循环发动机，其具有引射、亚燃、超燃、纯火箭等多模态全速域工作模式，兼具火箭发动机和冲压发动机的应用优势，是最具综合性能潜力、最可能投入使用的组合动力方案。然而，传统RBCC发动机面向实际应用需求时，存在低速段火箭引射模态推力增强性能低、综合耗油率大，全流道集成矛盾突出而导致纯火箭模态推力不足以及性能权衡矛盾较大、全速域综合性能有待提升等问题。

因此，在这样的背景下，一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机原型机被提出并设计出来。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，该组合循环发动机由火箭式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机组合而成，利用火箭式连续爆轰发动机不受高度和速度限制的优点来弥补冲压式连续爆轰发动机无法零速启动、大角度机动困难等不足，将火箭与宽域进气(如2～6Ma)的冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段或者弹/机攻击阶段两者协调工作，能够拓宽飞行器的工作范围，适用于高超声速巡航导弹、具有可重复使用和水平起降功能的空天飞行器等。

本发明采用以下具体技术方案：

一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，该组合循环发动机包括外壳以及中心体；

所述外壳为薄壁空心状结构，包括沿轴向依次连接的隔离段外部短圆筒段、隔离段外部渐扩短圆筒段、突扩段外部短圆筒段以及长圆筒段；沿从所述隔离段外部短圆筒段朝向所述长圆筒段的方向，所述隔离段外部渐扩短圆筒段的内径和所述突扩段外部短圆筒段的内径均逐渐增大；所述隔离段外部渐扩短圆筒段的最小内径等于所述隔离段外部短圆筒段的内径，最大内径等于所述突扩段外部短圆筒段的最小内径；所述突扩段外部短圆筒段的最大内径等于所述长圆筒段的内径；