[发明专利]全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法

说明书

本发明公开了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法，该组合循环发动机的外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；中心体包括沿轴向从前到后依次同轴布设的中心锥、压气机、涡轮、涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室以及涡轮/火箭模态连续爆轰发动机尾喷管；模态转换装置包括沿轴向从前到后依次同轴相连的第一模态转换器、固定环以及第二模态转换器；涡轮/火箭模态连续爆轰燃烧室为连续爆轰涡轮模态和连续爆轰火箭模态共用的燃烧室。该组合循环发动机将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，能够完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作。

技术领域

本发明涉及航空航天发动机技术领域，具体涉及一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法。

背景技术

现代空天飞行器的任务需求越趋复杂多变，对推进系统提出的要求也逐渐升高。针对不同任务，发动机工作剖面需满足广空域、宽速域要求，同时还要尽量兼顾快速、经济、可重复使用的目标。截止目前，实现发动机宽域工作的方法之一是将两种不同模态的发动机有机组合在一起，要求两种发动机的工作范围有一定重叠，且重叠部分两种发动机性能较高。面对飞行任务的复杂要求，发动机需具备较高的推重比、较低的耗油率、较大的推力，同时结构简单、能够零速起动、适应不同空域和速域等，这些要求放在同一个发动机上几乎是无解的，目前还没有一种发动机能够同时满足以上要求。

传统化学喷气推进发动机，无论是涡轮发动机、火箭发动机，还是冲压发动机，均采用缓燃这一等压放热方式实现化学能向热能的转换。缓燃波的传播速度较慢、组分扩散速度较小、热扩散速度较低、燃烧过程熵增大且热效率不高。因此经过多年发展，基于缓燃方式的化学喷气推进系统的热效率提升面临“天花板”。与缓燃相对应的是爆轰燃烧，这种新的能量释放方式接近等容燃烧，熵增小、热效率高，并且具备自增压优势。采用这种燃烧方式将有望突破传统发动机的性能瓶颈。

连续爆轰发动机具有结构简单、体积小、自压缩、热效率高、推力大幅可调、可多次熄点火等特点，用较少的燃料即可提供更快、更远的动力，是目前最有希望引领航空航天推进领域技术跨越的突破性技术，具有良好的工程应用前景。目前被广泛关注的有连续爆轰火箭发动机、连续爆轰冲压发动机和连续爆轰涡轮发动机。然而传统的爆轰发动机运行模式单一，在宽域飞行条件下难以灵活快速机动，无法发挥最佳性能。如涡轮/冲压式爆轰发动机虽比冲较高，但对来流状态要求较为严苛，两者的工作速域都较为狭窄。而传统双组合循环发动机也有全流道集成矛盾较为突出、性能权衡矛盾较大、全速域综合性能有待提升等问题。

因此，发明人研发了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机及运行方法，该组合循环发动机利用火箭发动机不受高度和速度限制的优点弥补冲压发动机无法零速启动、大角度机动困难的不足，将火箭发动机与宽域进气的冲压发动机结合起来，解决了传统涡轮基组合循环发动机在过渡区间存在的“推力陷阱”问题，完成不同模态间的平稳转换，使发动机在全流域内高效稳定工作，拓宽飞行器的工作范围。

本发明采用以下具体技术方案：

本发明提供了一种全连续爆轰模态涡轮火箭冲压组合循环发动机，该组合循环发动机整体呈轴对称结构，并包括外机匣、中心体以及模态转换装置；

所述外机匣包括沿轴向从前到后依次同轴相连的可伸缩外唇罩、外机匣壳体以及可变形喷管；所述外机匣壳体与所述模态转换装置之间形成隔离段流道；所述外机匣壳体为圆筒状结构，并设置有多个沿周向均匀分布的超燃冲压模态燃料喷注孔和多个沿周向均匀分布的亚燃冲压模态燃料喷注孔；所述亚燃冲压模态燃料喷注孔位于所述隔离段流道内；所述超燃冲压模态燃料喷注孔位于所述可伸缩外唇罩与所述亚燃冲压模态燃料喷注孔之间；所述超燃冲压模态燃料喷注孔和所述亚燃冲压模态燃料喷注孔均与外部的燃料储箱连通；