一种涡轮旋转火箭组合发动机.pdf

(19)国家知识产权局(12)发明专利申请(10)申请公布号CN115199438A(43)申请公布日2022.10.18(21)申请号202210759257.X(22)申请日2022.06.29(71)申请人浙江省涡轮机械与推进系统研究院地址313219浙江省湖州市莫干山高新区通航产业园鼎盛路28号(72)发明人崔涛尚伟郑耀黄日鑫(74)专利代理机构杭州求是专利事务所有限公司33200专利代理师贾玉霞(51)Int.Cl.F02K9/66(2006.01)F02K9/60(2006.01)权利要求书1页说明书5页附图5页(54)发明名称一种涡轮旋转火箭组合发动机(57)摘要本发明公开一种涡轮旋转火箭组合发动机，包括沿轴向连接的涡轮发动机部分和旋转火箭部分；旋转火箭部分去除了传统液体燃料发动机的涡轮泵、燃烧室和喷嘴，以自带推进剂为工作介质，推进剂在进入旋转燃气发生器之前先通过输油轴，输油轴装在发动机轴线上，与发动机同步旋转，推进剂一经接触、碰撞即可自燃点火，无需额外的点火系统，即可实现在无涡轮结构的情况下的燃气发生器和轴功输出集成；同时，增加补燃室，使涡轮发动机部分产生的富氧高温燃气和旋转火箭部分的燃气发生器产生的富油高温燃气在补燃室中充分燃烧后，经推力喷管喷出产生推力。本发明兼顾发动机高、低速飞行条件下的总体性能，拓宽了飞行速域，提高了发动机的热力循环效率。CN115199438ACN115199438A权利要求书1/1页1.一种涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，包括沿轴向连接的涡轮发动机部分和旋转火箭部分；所述涡轮发动机部分包括进气蜗壳、压气机、转子轴、火焰筒、燃气涡轮；所述旋转火箭部分包括侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套、燃烧室本体、燃烧室喷管、补燃室机匣、推力喷管；所述补燃室机匣固连在所述进气蜗壳上；所述推力喷管与所述所述补燃室机匣连接；由侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套、燃烧室本体、燃烧室喷管组成的燃烧发生器位于所述补燃室机匣形成的补燃室内；所述燃烧室本体包括伸出的主轴以及内设的燃烧室腔体；所述主轴为阶梯式的同心的轴套轴，包括套设在一起的内层实心段、中层薄壁段和外层薄壁段；在中层薄壁段内部开设燃油流道一，外层薄壁段内部开设氧化剂流道一，所述燃油流道一和氧化剂流道一均为环形；燃油流道二沿燃油流道一的末端径向均匀分布，所述燃油流道一和燃油流道二组成燃油流道；氧化剂流道二沿氧化剂流道一的末端径向均匀分布，氧化剂流道一和氧化剂流道二组成氧化剂流道；燃烧室腔体位于燃油流道二分布的平面和氧化剂流道二分布的平面之间，燃油流道二一端与燃油流道一连通，另一端通过燃油喷嘴与燃烧室腔体连通；氧化剂流道二一端与氧化剂流道一连通，另一端通过氧化剂喷嘴与燃烧室腔体连通；所述燃烧室腔体的后端面均匀开设有多个倾斜的排气出口，每个排气出口内安装一个燃烧室喷管；所述侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套沿着所述主轴的轴线方向依次固连且套设在所述主轴上；所述侧向燃油密封腔体位于主轴的内层实心段、中层薄壁段之间，所述侧向燃油密封腔体开设有沿径向的燃油进口；所述涡轮发动机部分产生的富氧高温燃气和所述旋转火箭部分的燃气发生器产生的富油高温燃气在所述补燃室中再次燃烧后，经所述推力喷管喷出产生推力。2.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述主轴的中层薄壁段和外层薄壁段的内表面均开设有沿周向均布的轴向油槽。3.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述燃烧室喷管的内部腔体的截面直径先变小后变大。4.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述喷管为3个。5.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述燃油流道二和氧化剂流道二均为六个。2CN115199438A说明书1/5页一种涡轮旋转火箭组合发动机技术领域[0001]本发明涉及航空宇航推进领域，具体涉及一种涡轮旋转火箭组合发动机。背景技术[0002]近年来，伴随着科技军事的进步和发展，临近空间因其所具有的潜在的军事和民用价值逐渐引起了各国的广泛关注，各国针对临近空间飞行器开展了一系列研究。临近空间飞行器推进系统要求具有加速和高速巡航工作的能力，同时临近空间飞行器推进系统应具备高性能、轻质量、高可靠、低成本、长航程、可重复使用、适应速度范围宽等特点。现有推进系统，包括各类航空发动机、冲压发动机、火箭发动机和活塞式发动机，均有各自的性能优势和理想的飞行空域。航空发动机的特点是比冲性能高，因受到涡轮耐温极限的限制，很难用于飞行速度大于马赫3.0的飞行器的推进系统；冲压发动机有较高的性能和飞行马赫数，但不具有自加速能力，须借助助推器解决起动速度问题；火箭发动机工作不受高度和初速条件限制，但