本發(fā)明專利技術(shù)公開的一種適用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，屬于固體燃料組合發(fā)動機(jī)技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明專利技術(shù)主要由進(jìn)氣段、燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室和噴管組成。發(fā)動機(jī)進(jìn)氣段采用中心進(jìn)氣方式，中心錐位于殼體軸心軸上，殼體和中心錐組成的通道為進(jìn)氣道，進(jìn)氣道根據(jù)飛行狀態(tài)的需求，通過調(diào)整中心錐的型面來滿足飛行狀態(tài)所需要的進(jìn)氣流量。中心錐的內(nèi)部有燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，充分利用中心錐內(nèi)部的空間，使得發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)更加緊湊。本發(fā)明專利技術(shù)通過結(jié)合固體燃料和火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)的優(yōu)勢，利用固體燃料解決火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)中因液體燃料帶來的復(fù)雜供應(yīng)系統(tǒng)問題，使得發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)更加簡單，同時顯著提升飛行器適應(yīng)“寬速域、大空域”的能力。的能力。的能力。
【技術(shù)實(shí)現(xiàn)步驟摘要】
一種適用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)
[0001]本專利技術(shù)涉及一種固體燃料組合動力發(fā)動機(jī)，具體涉及的是固體燃料組合動力技術(shù)，屬于固體燃料組合發(fā)動機(jī)
技術(shù)介紹
[0002]隨著反導(dǎo)彈技術(shù)手段的進(jìn)步，戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈突防所需要的速度越來越高，高超聲速導(dǎo)彈武器因其巨大的軍事價(jià)值而受到世界各軍事強(qiáng)國的高度重視，一直是美國、俄羅斯及日本等軍事強(qiáng)國的重點(diǎn)研究領(lǐng)域。適用于高超聲速武器的動力裝置一直是國內(nèi)外研究工作者關(guān)注的熱點(diǎn)。
[0003]導(dǎo)彈武器所用的發(fā)動機(jī)主要包括：渦噴發(fā)動機(jī)、渦扇發(fā)動機(jī)、沖壓發(fā)動機(jī)、超燃沖壓發(fā)動機(jī)以及火箭發(fā)動機(jī)等。單一類型動力無法滿足寬速域、大空域、高機(jī)動飛行等需求，吸氣式組合發(fā)動機(jī)是必然的發(fā)展趨勢。現(xiàn)有的組合動力系統(tǒng)主要有固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)、固體燃料亞燃沖壓發(fā)動機(jī)、固體火箭亞燃/超燃沖壓發(fā)動機(jī)、火箭基組合循環(huán)動力發(fā)動機(jī)。其中，固體燃料超燃沖壓發(fā)動機(jī)存在點(diǎn)火困難的問題、固體燃料亞燃沖壓發(fā)動機(jī)不適用于高速飛行，飛行馬赫數(shù)較低、固體火箭亞燃/超燃沖壓發(fā)動機(jī)飛行范圍較窄，一般不適用于靜止起飛，火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)可以實(shí)現(xiàn)地面靜止起飛，但采用液體燃料需要復(fù)雜的燃料供應(yīng)系統(tǒng)，使用時需要提前灌裝且不能長期儲存，不能滿足導(dǎo)彈武器小型化、快速作戰(zhàn)響應(yīng)的發(fā)展需求。與之相比，固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)具有結(jié)構(gòu)簡單、成本較低、可靠性高以及反應(yīng)迅速的優(yōu)勢，是高超聲速武器的理想動力裝置。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
[0004]為了克服現(xiàn)有組合動力技術(shù)存在的上述缺點(diǎn)，本專利技術(shù)的主要目的是提供一種適用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，通過將固體燃料和火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)(RBCC)的優(yōu)勢結(jié)合起來，利用固體燃料解決火箭基組合循環(huán)發(fā)動機(jī)中因液體燃料帶來的復(fù)雜供應(yīng)系統(tǒng)問題，使得發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)更加簡單，同時顯著提升飛行器適應(yīng)“寬速域、大空域”的能力。
[0005]本專利技術(shù)的目的是通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。
[0006]本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)整體構(gòu)型為超燃沖壓發(fā)動機(jī)構(gòu)型，主要由進(jìn)氣段、燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室和噴管組成。
[0007]發(fā)動機(jī)進(jìn)氣段采用中心進(jìn)氣方式，主要由殼體、中心錐、進(jìn)氣道組成。殼體為中空圓柱體，中心錐位于殼體軸心軸上，殼體和中心錐組成的通道為進(jìn)氣道，進(jìn)氣道根據(jù)飛行狀態(tài)的需求，通過調(diào)整中心錐的型面來滿足飛行狀態(tài)所需要的進(jìn)氣流量。中心錐的內(nèi)部有燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，充分利用中心錐內(nèi)部的空間，使得發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)更加緊湊。
[0008]燃?xì)獍l(fā)生器主要由二級推進(jìn)劑、一級推進(jìn)劑、燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)、燃?xì)獍l(fā)生器噴管組成。二級推進(jìn)劑和一級推進(jìn)劑位于燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室內(nèi)部，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)位于燃?xì)獍l(fā)生器噴管的喉部位置；當(dāng)飛行器處于發(fā)射模態(tài)時，燃?xì)獍l(fā)生器中的一級推進(jìn)劑采用高燃
速推進(jìn)劑，產(chǎn)生較大的燃?xì)饬髁浚Y(jié)合燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器從地面的發(fā)射；飛行器達(dá)到預(yù)定飛行馬赫數(shù)(Ma＝2～3)之后，沖壓發(fā)動機(jī)啟動，燃?xì)獍l(fā)生器中的二級推進(jìn)劑采用低燃速推進(jìn)劑，配合燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器馬赫數(shù)3～6的飛行。通過燃?xì)獍l(fā)生器中二級推進(jìn)劑、一級推進(jìn)劑與燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)的燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)，顯著提升飛行器適應(yīng)“寬速域、大空域”的能力，實(shí)現(xiàn)飛行器馬赫數(shù)0～6的寬速域飛行過程。
[0009]發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室位于進(jìn)氣段后方，與進(jìn)氣段直接相連。在補(bǔ)燃室內(nèi)部設(shè)有一定長度和深度的凹腔，有利于燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的一次高溫燃?xì)夂瓦M(jìn)氣道進(jìn)來的空氣的摻混和穩(wěn)定燃燒，相較于液體沖壓發(fā)動機(jī)復(fù)雜的火焰穩(wěn)定器，結(jié)構(gòu)更加簡單，對燃燒室的流場影響小。補(bǔ)燃室殼體壁面上粘貼有絕熱層，對發(fā)動機(jī)殼體進(jìn)行熱防護(hù)，保障發(fā)動機(jī)能夠長時間工作。
[0010]發(fā)動機(jī)噴管為擴(kuò)張型噴管，與補(bǔ)燃室直接相連，用于保證發(fā)動機(jī)在整個工作過程中都能正常運(yùn)行。
[0011]發(fā)動機(jī)燃料采用固體燃料，相較于液體燃料，不需要復(fù)雜的燃料供應(yīng)系統(tǒng)，使發(fā)動機(jī)的無效載荷減少，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)更加簡單，同時固體燃料的特性使得發(fā)動機(jī)能夠長期儲存和響應(yīng)時間短。
[0012]作為優(yōu)選，絕熱層采用低燃速推進(jìn)劑和傳統(tǒng)絕熱層相結(jié)合的含能絕熱層，在起到發(fā)動機(jī)熱防護(hù)的同時，還能夠?yàn)榘l(fā)動機(jī)增加工質(zhì)，提升發(fā)動機(jī)的工作性能。
[0013]本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)的工作方法為：空氣通過進(jìn)氣道進(jìn)入補(bǔ)燃室內(nèi)部，燃?xì)獍l(fā)生器中裝有固體推進(jìn)劑，產(chǎn)生高溫一次燃?xì)猓淮稳細(xì)馔ㄟ^噴管進(jìn)入補(bǔ)燃室，與進(jìn)氣道進(jìn)入的空氣進(jìn)行二次燃燒，產(chǎn)生高溫燃?xì)猓?jīng)補(bǔ)燃室噴管排出，產(chǎn)生推力。通過在燃?xì)獍l(fā)生器中裝入不同類型的固體推進(jìn)劑，結(jié)合可調(diào)進(jìn)氣道和燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)的燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)，滿足不同飛行階段的穩(wěn)定燃燒和推力需求，實(shí)行從地面靜止到高速飛行的寬馬赫數(shù)飛行過程，顯著提升飛行器適應(yīng)“寬速域、大空域”的能力。
[0014]有益效果：
[0015]1.本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)采用中心進(jìn)氣方式的超燃沖壓發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)，發(fā)動機(jī)燃料采用固體燃料，補(bǔ)燃室內(nèi)部有凹腔結(jié)構(gòu)，維持補(bǔ)燃室內(nèi)一次燃?xì)夂涂諝獾膿交旌头€(wěn)定燃燒，發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)簡單緊湊，便于長期儲存和縮短響應(yīng)時間。
[0016]2.本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)位于燃?xì)獍l(fā)生器噴管的喉部位置；燃?xì)獍l(fā)生器內(nèi)部采用分段固體推進(jìn)劑，根據(jù)不同飛行狀態(tài)需求選擇不同性能的固體推進(jìn)劑：當(dāng)飛行器處于發(fā)射模態(tài)時，燃?xì)獍l(fā)生器中的一級推進(jìn)劑采用高燃速推進(jìn)劑，產(chǎn)生較大的燃?xì)饬髁浚Y(jié)合燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器從地面的發(fā)射；飛行器達(dá)到預(yù)定飛行馬赫數(shù)之后，沖壓發(fā)動機(jī)啟動，燃?xì)獍l(fā)生器中的二級推進(jìn)劑采用低燃速推進(jìn)劑，配合燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器馬赫數(shù)3～6的飛行。通過燃?xì)獍l(fā)生器中二級推進(jìn)劑、一級推進(jìn)劑與燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)的燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)，顯著提升飛行器適應(yīng)“寬速域、大空域”的能力，實(shí)現(xiàn)飛行器寬速域飛行。
[0017]3.本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，殼體和中心錐組成的通道為進(jìn)氣道，進(jìn)氣道根據(jù)飛行狀態(tài)的需求，通過調(diào)整中心錐的型面來滿足飛行狀態(tài)所需要的進(jìn)氣流量。中心錐的內(nèi)部有燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，充分利用中心錐內(nèi)部的空間，使得發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)更加緊湊。
[0018]4.本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，一次燃?xì)饬髁客ㄟ^燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)整，能夠?qū)崿F(xiàn)不同飛行狀態(tài)的最優(yōu)空氣質(zhì)量流量與燃?xì)饬髁恐龋嵘w行器的寬速域飛行能力。
[0019]5.本專利技術(shù)公開的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，絕熱層采用低燃速推進(jìn)劑和傳統(tǒng)絕熱層相結(jié)合的含能絕熱層，在起到發(fā)動機(jī)熱防護(hù)的同時，還能夠?yàn)榘l(fā)動機(jī)增加工質(zhì)，提升發(fā)動機(jī)的工作性能。
附圖說明
[0020]圖1為一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)原理圖；
[0021]圖2為本專利技術(shù)燃?xì)獍l(fā)生器原理圖；
[0022]圖3為實(shí)施方式中，固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)各工作模態(tài)原理圖，其中，圖3(a)為引射模態(tài)工作原理圖，圖3(b)為亞燃模態(tài)工本文檔來自技高網(wǎng)...
【技術(shù)保護(hù)點(diǎn)】
【技術(shù)特征摘要】
1.一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，其特征在于：發(fā)動機(jī)整體構(gòu)型為超燃沖壓發(fā)動機(jī)構(gòu)型，主要由進(jìn)氣段、燃?xì)獍l(fā)生器、補(bǔ)燃室和噴管組成；發(fā)動機(jī)進(jìn)氣段采用中心進(jìn)氣方式，主要由殼體、中心錐、進(jìn)氣道組成；殼體為中空圓柱體，中心錐位于殼體軸心軸上，殼體和中心錐組成的通道為進(jìn)氣道，進(jìn)氣道根據(jù)飛行狀態(tài)的需求，通過調(diào)整中心錐的型面來滿足飛行狀態(tài)所需要的進(jìn)氣流量；中心錐的內(nèi)部有燃?xì)獍l(fā)生器和燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，充分利用中心錐內(nèi)部的空間，使得發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)更加緊湊；燃?xì)獍l(fā)生器主要由二級推進(jìn)劑、一級推進(jìn)劑、燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)、燃?xì)獍l(fā)生器噴管組成；二級推進(jìn)劑和一級推進(jìn)劑位于燃?xì)獍l(fā)生器燃燒室內(nèi)部，燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)位于燃?xì)獍l(fā)生器噴管的喉部位置；當(dāng)飛行器處于發(fā)射模態(tài)時，燃?xì)獍l(fā)生器中的一級推進(jìn)劑采用高燃速推進(jìn)劑，產(chǎn)生較大的燃?xì)饬髁浚Y(jié)合燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器從地面的發(fā)射；飛行器達(dá)到預(yù)定飛行馬赫數(shù)2～3之后，沖壓發(fā)動機(jī)啟動，燃?xì)獍l(fā)生器中的二級推進(jìn)劑采用低燃速推進(jìn)劑，配合燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)，實(shí)現(xiàn)飛行器馬赫數(shù)3～6的飛行；通過燃?xì)獍l(fā)生器中二級推進(jìn)劑、一級推進(jìn)劑與燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)系統(tǒng)的燃?xì)饬髁空{(diào)節(jié)，顯著提升飛行器適應(yīng)“寬速域、大空域”的能力。2.如權(quán)利要求1所述的一種用于寬馬赫數(shù)飛行的固體燃料沖壓組合發(fā)動機(jī)，其特征在于：發(fā)動機(jī)補(bǔ)燃室位于進(jìn)氣段后方，與進(jìn)氣段直接相連；在補(bǔ)燃室內(nèi)部設(shè)有一定長度和深度的凹腔，有利于燃?xì)獍l(fā)生器產(chǎn)生的一次高溫燃?xì)夂瓦M(jìn)氣道進(jìn)來的空氣的摻混和穩(wěn)定燃燒，相較于液體...
【專利技術(shù)屬性】
技術(shù)研發(fā)人員：張智慧，武志文，陳鵬鑫，王寧飛，
申請(專利權(quán))人：北京理工大學(xué)，
類型：發(fā)明
國別省市：
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