共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115839289A(43)申请公布日2023.03.24(21)申请号202211262752.6(22)申请日2022.10.15(71)申请人中国科学院力学研究所地址100089北京市海淀区北四环西路15号(72)发明人岳连捷孟鑫王立峰(74)专利代理机构北京维正专利代理有限公司11508专利代理师陈永军(51)Int.Cl.F02K9/74(2006.01)F02K9/42(2006.01)F02K9/60(2006.01)F02K3/06(2006.01)F02K3/075(2006.01)权利要求书3页说明书11页附图5页(54)发明名称共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法(57)摘要本发明公开了一种共用低压涡轮变循环涡轮火箭发动机和其推力实现方法，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统：常规高压核心机系统和火箭燃气发生器系统，它们共用一套低压转子系统、分涵道流动系统、复燃增推系统，构成发动机的两种不同工作模式：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式；该方法包括：发动机由飞行马赫数2.5以下加速至飞行马赫数2.5以上时由混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，由飞行马赫数2.5以上减速至飞行马赫数2.5以下时由空气涡轮火箭模式转换到混合排气涡轮风扇模式。本发明采用共用低压涡轮方案，当飞行马赫数达到2.5时，从混合排气涡轮风扇模式转换到空气涡轮火箭模式，发动机稳态推力出现陡升式增大。CN115839289ACN115839289A权利要求书1/3页1.一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，该发动机设有两套相互独立的燃气发生器系统，一套是常规高压核心机系统(B)，另一套是火箭燃气发生器系统(C)；所述两套独立的燃气发生器系统共用一套低压转子系统(A)、以及共用一套分涵道流动系统(D)和复燃增推系统(E)，从而构成发动机的两种不同工作模式，该两种不同工作模式为：混合排气涡轮风扇模式和空气涡轮火箭模式，在常规高压核心机系统(B)工作时，发动机以混合排气涡轮风扇模式工作；在火箭燃气发生器系统(C)工作时，发动机以空气涡轮火箭模式工作；当发动机接到飞机的信号：当前飞行马赫数0.0～2.5的范围内时，使用混合排气涡轮风扇模式工作，当发动机接到飞机的信号：当前飞行马赫数2.5～4.0的范围内使用空气涡轮火箭模式工作；所述两套相互独立的燃气发生器系统,其中一个系统打开时另一个系统关闭；其特征在于：所述低压转子系统(A)的低压涡轮(A3)为两套燃气发生器系统的共用涡轮，当采用空气涡轮火箭模式工作时，推进剂在火箭燃气发生器系统(C)的火箭燃烧室(C1)中燃烧产生富燃燃气，驱动下游共用低压涡轮(A3)带转风扇(A1)吸入并压缩空气流，富燃燃气流和空气流在复燃增推系统(E)中掺混并二次点燃，高速排出气体从而产生推力。2.根据权利要求1所述一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：所述低压转子系统(A)被两套独立的燃气发生器系统共用，其沿着发动机轴向前端设有风扇(A1)、中间设有低压转动轴(A2)、后端设有共用低压涡轮(A3)；该共用低压涡轮(A3)在两种不同工作模式下均被各自的燃气驱动、被驱动后再带动低压转动轴(A2)转动、该低压转动轴(A2)再带动该风扇(A1)转动，该风扇(A1)转动以后，气流就会被风扇吸入到整个流道中并被压缩。3.根据权利要求1所述一种共用低压涡轮的变循环涡轮火箭发动机，其特征在于：所述常规高压核心机系统(B)包括高压压气机(B2)、高压转动轴(B3)、主燃烧室(B4)、高压涡轮(B5)；燃油和空气在所述主燃烧室(B4)中燃烧产生燃气驱动高压涡轮(B5)转动，高压涡轮(B5)转动带动高压转动轴(B3)和高压压气机(B2)共同转动，将空气流吸入高压压气机并进行增压；所述常规高压核心机系统(B)在高压压气机(B2)进口还设有一个可以主动调节开闭的前模式选择阀门(B1)，在高压涡轮(B5)出口有一个同步于前模式选择阀门进行开闭的后模式选择阀门(B6)，通过同时关闭前模式选择阀门(B1)和后模式选择阀门(B6)可以将常规高压核心机系统(B)完全关闭；所述常规高压核心机系统(B)工作时，所述火箭燃气发生器系统(C)关闭，所述常规高压核心机系统(B)的后模式选择阀门(B6)打开，所述高压涡轮(B5)的气流流经所述后模式选择阀门(B6)、从后模式选择阀门(B6)引出的气流驱动共用低压涡轮(A3)转动、再带动前面的低压转动轴(A2)和风扇(A1)转动；所述主燃烧室(B4)采用富氧的空气‑煤油定压燃烧系统，主以保证在常规高压核心机系统(B)工作时，下游的双模式加力燃烧室(E2)有足够的氧气进行加力燃烧。4.根据权利要求1所述一种共用低压涡轮的变