本發(fā)明涉及航空航天領(lǐng)域，尤其涉及一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機。

背景技術(shù)：

1、為了兼顧飛機的安全以及作戰(zhàn)性能，要求發(fā)動機可以實現(xiàn)可重復(fù)使用及快速起降，即能實現(xiàn)從亞聲、跨聲、超聲最后到高超聲速的寬馬赫數(shù)飛行。組合循環(huán)動力以其綜合性能高、適應(yīng)范圍廣等優(yōu)勢逐漸成為動力技術(shù)未來發(fā)展的主流，例如tbcc(渦輪基組合組合發(fā)動機)、rbcc(火箭基組合發(fā)動機)、trijet發(fā)動機等。但是tbcc由于現(xiàn)有的渦輪發(fā)動機很難加速超過馬赫數(shù)2.5，而且大多數(shù)的幾何可調(diào)沖壓發(fā)動機無法在馬赫數(shù)3.5以下進(jìn)行穩(wěn)定的點火燃燒，這將導(dǎo)致當(dāng)渦輪發(fā)動機與幾何可調(diào)沖壓發(fā)動機兩種模式相互轉(zhuǎn)換時，速度上出現(xiàn)了鴻溝；rbcc發(fā)動機針也面臨著需要攜帶大量燃料，比沖低，油耗較大，同時浪費了空氣中的氧氣等問題。為解決上述問題并順利進(jìn)行不同發(fā)動機間的模態(tài)轉(zhuǎn)換，減小發(fā)動機的工作馬赫數(shù)下限，拓寬其工作范圍是最為有效的途徑。幾何可調(diào)沖壓發(fā)動機結(jié)構(gòu)簡單、比沖高，但在低馬赫數(shù)飛行時會發(fā)生進(jìn)氣道不啟動、點火不穩(wěn)定等，可以通過設(shè)計變幾何結(jié)構(gòu)，在不同飛行條件下對進(jìn)氣道壓縮比或噴管出口面積進(jìn)行調(diào)節(jié)，從而增大推力，實現(xiàn)在低馬赫數(shù)狀態(tài)下可以穩(wěn)定運行，拓寬工作范圍。

2、隨著飛行速度的增加，發(fā)動機主體的氣動阻力急劇增加，可能會導(dǎo)致推阻失衡和升阻比下降，影響發(fā)動機主體的加速和巡航性能。一方面發(fā)動機結(jié)構(gòu)的存在對發(fā)動機主體氣動特性有顯著影響，另一方面發(fā)動機主體外形也影響發(fā)動機的推力性能；高超聲速飛行要求兼顧發(fā)動機主體的氣動性能和吸氣式發(fā)動機的推力性能，飛/發(fā)一體化集成是吸氣式超聲速發(fā)動機主體的經(jīng)典難題，將發(fā)動機集成到機體中不僅是提升發(fā)動機主體整體氣動性能的需求，也是基于超燃幾何可調(diào)沖壓發(fā)動機工作原理的設(shè)計。

3、本發(fā)明基于上述問題提出了一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，采用幾何可調(diào)拓寬沖壓發(fā)動機工作范圍，并內(nèi)嵌火箭發(fā)動機可實現(xiàn)從地面啟動并在超寬馬赫數(shù)范圍穩(wěn)定高效飛行，同時與發(fā)動機主體進(jìn)行一體化設(shè)計，能夠很好的利用機體完成壓縮和膨脹過程。

技術(shù)實現(xiàn)思路

1、本發(fā)明意在提供一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，以解決上述背景技術(shù)中提出的問題。

2、為達(dá)到上述目的，本發(fā)明提供如下技術(shù)方案：

3、一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，包括發(fā)動機主體，所述發(fā)動機主體由進(jìn)氣系統(tǒng)、控制移動系統(tǒng)和燃燒排氣系統(tǒng)組成；

4、所述進(jìn)氣系統(tǒng)由機身固定壓縮面和外罩組成，所述機身固定壓縮面為發(fā)動機主體的前端面，所述外罩位于機身固定壓縮面下方，通過控制移動系統(tǒng)連接于發(fā)動機主體，所述機身固定壓縮面和外罩之間形成有進(jìn)氣道；

5、所述控制移動系統(tǒng)由導(dǎo)向槽、掛耳、連接柱和液壓系統(tǒng)組成，所述發(fā)動機主體兩側(cè)均設(shè)有導(dǎo)向槽，所述掛耳設(shè)于導(dǎo)向槽內(nèi)，數(shù)量為四個，分別兩兩對應(yīng)，所述兩組對應(yīng)的掛耳之間通過連接柱對接，所述液壓系統(tǒng)固定設(shè)置于發(fā)動機主體中部，所述液壓系統(tǒng)設(shè)置有傳動部件，所述傳動部件串聯(lián)兩組連接柱，所述外罩固定連接于掛耳；

6、所述燃燒排氣系統(tǒng)包括火箭發(fā)動機、尾噴管和幾何可調(diào)沖壓燃燒室，所述幾何可調(diào)沖壓燃燒室和火箭發(fā)動機共用同一個尾噴管，所述火箭發(fā)動機設(shè)置于發(fā)動機主體尾端，所述外罩中后段與發(fā)動機主體中后段之間形成幾何可調(diào)沖壓燃燒室，所述外罩尾端與發(fā)動機主體尾端之間形成尾噴管；

7、所述進(jìn)氣道與幾何可調(diào)沖壓燃燒室一體連通，之間存在有隔離段。

8、優(yōu)選的，所述發(fā)動機主體采用半圓形結(jié)構(gòu)，可安裝于機身下方，進(jìn)氣系統(tǒng)和燃燒排氣系統(tǒng)組成可與機身形成一體化。

9、優(yōu)選的，所述外罩為半圓形結(jié)構(gòu)。

10、優(yōu)選的，所述傳動部件可帶動掛耳沿導(dǎo)向槽軸向前后運動，所述外罩通過掛耳帶動可進(jìn)行軸向自由運動，所述進(jìn)氣道、隔離段、幾何可調(diào)沖壓燃燒室和尾噴管通過外罩的位移進(jìn)行同步變形。

11、與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果：

12、本發(fā)明通過設(shè)有控制移動系統(tǒng)可實現(xiàn)外罩在軸向方向上的移動，并在此過程中改變進(jìn)氣道的壓縮比和燃燒室面積，實現(xiàn)幾何可調(diào)沖壓燃燒室可調(diào)節(jié)；在高馬赫數(shù)下，在控制移動系統(tǒng)帶動下使得外罩向前運動，增大進(jìn)氣道收縮比，增加尾噴管出口面積；采用幾何可調(diào)拓寬幾何可調(diào)沖壓發(fā)動機工作范圍，并內(nèi)嵌火箭發(fā)動機可實現(xiàn)從地面啟動并在超寬馬赫數(shù)范圍穩(wěn)定高效飛行，同時與發(fā)動機主體進(jìn)行一體化設(shè)計，能夠很好的利用機體完成壓縮和膨脹過程。

技術(shù)特征：

1.一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，其特征在于：包括發(fā)動機主體(1)，所述發(fā)動機主體(1)由進(jìn)氣系統(tǒng)(2)、控制移動系統(tǒng)(3)和燃燒排氣系統(tǒng)(4)組成；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，其特征在于：所述發(fā)動機主體(1)采用半圓形結(jié)構(gòu)，可安裝于機身下方，進(jìn)氣系統(tǒng)(2)和燃燒排氣系統(tǒng)(4)組成可與機身形成一體化。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，其特征在于：所述外罩(202)為半圓形結(jié)構(gòu)。

4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，其特征在于：所述傳動部件(305)可帶動掛耳(302)沿導(dǎo)向槽(301)軸向前后運動，所述外罩(202)通過掛耳(302)帶動可進(jìn)行軸向自由運動，所述進(jìn)氣道(203)、隔離段(5)、幾何可調(diào)沖壓燃燒室(403)和尾噴管(402)通過外罩(202)的位移進(jìn)行同步變形。

技術(shù)總結(jié)
本發(fā)明公開了一種高速通道流道一體化調(diào)節(jié)的火箭沖壓組合發(fā)動機，屬于航空航天領(lǐng)域，包括發(fā)動機主體，發(fā)動機主體由進(jìn)氣系統(tǒng)、控制移動系統(tǒng)和燃燒排氣系統(tǒng)組成；組合發(fā)動機采用半圓形結(jié)構(gòu)，與飛行器進(jìn)行一體化設(shè)計，外罩結(jié)構(gòu)通過控制移動系統(tǒng)進(jìn)行前后移動以適應(yīng)寬范圍工況，進(jìn)氣道由外罩前部和機身固定壓縮面組成，利用機體進(jìn)行進(jìn)氣道中的氣流壓縮過程，可減小迎風(fēng)面積，火箭發(fā)動機和幾何可調(diào)沖壓燃燒室共用同一個尾噴管。本發(fā)明屬于航空航天設(shè)備技術(shù)領(lǐng)域，內(nèi)嵌火箭形成組合發(fā)動機并通過調(diào)節(jié)外罩從而改變進(jìn)氣道喉部面積，可以實現(xiàn)寬速域飛行，提高飛行器的有效荷載，飛推一體化的設(shè)計能夠更好的利用機體協(xié)助完成壓縮和膨脹過程，減小迎風(fēng)面積。

技術(shù)研發(fā)人員：鮑文,康子怡,王友銀,張軍龍
受保護的技術(shù)使用者：哈爾濱工業(yè)大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/9/12