一种变循环空气涡轮火箭组合发动机.pdf

(19)中华人民共和国国家知识产权局*CN103437914A*(12)发明专利申请(10)申请公布号(10)申请公布号CNCN103437914103437914A(43)申请公布日2013.12.11(21)申请号201310374377.9(22)申请日2013.08.23(71)申请人中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所地址710100陕西省西安市15号信箱11分箱(72)发明人郭海波张玫王拴虎南向谊逯婉若柳长安张蒙正李平(74)专利代理机构西安智邦专利商标代理有限公司61211代理人王少文(51)Int.Cl.F02K9/60(2006.01)权权利要求书1页利要求书1页说明书3页说明书3页附图2页附图2页(54)发明名称一种变循环空气涡轮火箭组合发动机(57)摘要本发明一种变循环空气涡轮火箭组合发动机，包括压气机、轴、主燃烧室、空气涵道、涡轮、加力燃烧室和尾喷管；压气机位于主燃烧室进气口侧，涡轮位于主燃烧室出气口侧，压气机与涡轮通过轴连接；空气涵道位于主燃烧室外侧，连通压气机与加力燃烧室；加力燃烧室位于涡轮排气侧，尾喷管与加力燃烧室连通；组合发动机还包括燃气发生器和第二涡轮，燃气发生器位于空气涵道和主燃烧室之间第二涡轮位于涡轮的叶尖处并通过轴与压气机连接；燃气发生器出口正对第二涡轮。本发明为航空飞行器提供一种既能长时间经济巡航，又能短时间内以较高综合性能高速机动的动力系统解决方案，且可解决现有航空涡轮发动机无法自起动的问题。CN103437914ACN103479ACN103437914A权利要求书1/1页1.一种变循环空气涡轮火箭组合发动机，其特点在于：包括涡轮发动机，所述涡轮发动机包括压气机（1）、轴（9）、主燃烧室（3）、空气涵道（4）、涡轮（6）、加力燃烧室（7）和尾喷管（8）；所述压气机（1）位于主燃烧室进气口侧，所述涡轮（6）位于主燃烧室（3）出气口侧，所述压气机（1）与涡轮（6）通过轴（9）连接；所述空气涵道（4）位于主燃烧室（3）外侧，连通压气机（1）与加力燃烧室（7）；所述加力燃烧室（7）位于涡轮（6）排气侧，所述尾喷管（8）与加力燃烧室（7连通；所述组合发动机还包括燃气发生器（2）和第二涡轮，所述燃气发生器（2）位于空气涵道（4）和主燃烧室（3）之间，所述第二涡轮位于涡轮（6）的叶尖处并通过轴（9）与压气机（1）连接；所述燃气发生器（2）出口正对第二涡轮。2.根据权利要求1所述的变循环空气涡轮火箭组合发动机，其特征在于：所述燃气发生器（2）以航空飞行器自带推进剂为介质，所述自带推进剂为单组元推进剂、双组元推进剂或三组元推进剂。3.根据权利要求1或2所述的变循环空气涡轮火箭组合发动机，其特征在于：所述第二涡轮为叶尖涡轮。4.根据权利要求3所述的变循环空气涡轮火箭组合发动机，其特征在于：所述燃气发生器（2）为环形发生器。2CN103437914A说明书1/3页一种变循环空气涡轮火箭组合发动机技术领域[0001]本发明涉及一种变循环空气涡轮火箭组合发动机，特别适用于长时间低速经济巡航、短时间高速机动的航空飞行器。背景技术[0002]目前在役的航空飞行器动力主要包括涡轮发动机、冲压发动机和火箭发动机。这些动力各有优缺点：涡轮发动机燃油经济性高，推重比低，一般工作高度低于20km，工作速度不超过2Ma；冲压发动机适宜高空高速工作，且燃油经济性好，但无法零速自主起动和高速机动；火箭发动机可全空域、全速域工作，但燃油经济性差。单一使用这些动力均难以使航空飞行器同时具备长时间经济巡航、短时间高速机动的能力，制约着航空航天飞行器的发展。[0003]通过组合的方式将两种或两种以上的动力循环集成在一起，使动力系统以变循环的方式工作是拓展航空飞行器工作范围的一种手段。目前的变循环组合发动机主要有两种：一是将涡轮发动机循环和冲压发动机循环组合在一起的涡轮基组合循环发动机（TurbineBasedCombinedCycle，TBCC）。这种动力在低速段以涡轮发动机模式工作，在高速段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，燃油经济性好，但需要发展系统复杂、技术难度大的高速涡轮加速器；二是将火箭发动机循环和冲压发动机循环组合在一起的火箭基组合循环发动机（RocketBasedCombinedCycle，RBCC）。这种动力在低速段、高速机动或高空（约30km以上）以火箭发动机模式工作，在巡航段以冲压发动机模式工作，工作范围宽，推质比大，但火箭发动机模式的燃油经济性差。发明内容[0004]本发明所要解决的技术问题是：为航空飞行器提供一种既能长时间经济巡航，又能短时间内以较高综合性能高速机动的动力系统解决方案，且可解决现有航空涡轮发动机无法自起动的问题。[0005]本发明的技术解决方案如下：[0006]一种变循环空气涡轮火箭组合发