吸气式火箭组合循环发动机制造技术

本发明专利技术吸气式火箭组合循环发动机属于应用于空天飞机和航天运载器的组合发动机技术领域，它包括涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机，涡轮发动机采用中空轴设计，并引入基于激波压缩技术的旋转冲压压缩转子替代现有压气机作为压缩部件，火箭发动机内嵌于涡轮发动机的进气锥、中空轴和尾喷管的整流锥中，在涡轮发动机工作时，闭合的火箭发动机可调尾喷管用作涡轮发动机的整流锥；涡轮发动机和冲压发动机与飞行器机体一体化设计，飞行器前机体对进入涡轮发动机或冲压发动机的气流进行预压缩。本发明专利技术的有益效果是：具有可重复使用、结构紧凑、重量轻的优点，并综合了涡轮发动机、火箭发动机和冲压发动机单独工作时的优点，同时弥补了各自的不足之处。

【技术实现步骤摘要】

【技术保护点】
吸气式火箭组合循环发动机，主要由基于旋转冲压压缩技术的涡轮发动机（３）、火箭发动机（５）和冲压发动机（１６）组成，其特征在于，涡轮发动机（３）安装在飞行器机体（２）的内部或下部，通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体（２）相连接；火箭发动机（５）安装在涡轮发动机进气锥（４）、涡轮发动机中空轴和涡轮发动机尾喷管（１１）的整流锥内，通过螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机（３）相连接，火箭发动机（５）的燃烧室安装在涡轮发动机进气锥（４）和涡轮发动机中空轴内，火箭发动机可调尾喷管（１０）安装在涡轮发动机尾喷管（１１）的整流锥内，并与涡轮发动机尾喷管（１１）和飞行器后体匹配连接；冲压发动机（１６）安装在飞行器机体（２）的下部或内部，与飞行器一体化设计，或者，冲压发动机（１６）通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器相连接；冲压发动机可调尾缘（１４）、涡轮发动机尾喷管可调挡板（１５）、冲压发动机外机体（１７）、冲压发动机可调前缘（１８）、涡轮发动机进口可调挡板（２０）与飞行器机体（２）为一体化设计；支板（１９）通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与涡轮发动机进气锥（４）和飞行器机体（２）相连接；导流叶栅（６）安装在涡轮发动机进气锥（４）的后端，并通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体（２）相连接；旋转冲压压缩转子（７）、涡轮发动机燃烧室（８）、涡轮（９）、涡轮发动机尾喷管（１１）安装在导流叶栅（６）的后端，旋转冲压压缩转子（７）通过连接键或轴承与涡轮发动机（３）的中空轴相连接，涡轮发动机燃烧室（８）通过铆接或焊接或螺栓或螺钉或销钉与飞行器机体（２）相连接，涡轮（９）安装在与旋转冲压压缩转子（７）相匹配的轴上，并通过连接键或轴承与该相匹配的轴连接，火箭发动机可调尾喷管（１０）与涡轮发动机尾喷管（１１）和飞行器尾喷管（１２）匹配连接。...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：钟兢军，韩吉昂，于洋，孙鹏，严红明，
申请(专利权)人：大连海事大学，
类型：发明
国别省市：91[中国|大连]