【技术实现步骤摘要】
空气涡轮火箭冲压组合推进系统
[0001]本专利技术涉及一种航天推进系统，具体是一种涡轮火箭冲压组合推进系统。
技术介绍
[0002]飞行器的任务需求越来越复杂，飞行器对推进系统提出的要求越来越苛刻，发动机要在大空域，高速度，宽速域的飞行剖面上工作，实现快速、经济、可重复性使用的目标。提高组合发动机宽速域的方法的办法之一是将两种速域宽的发动机有机的组合在一起，同时两种发动机的工作范围有较大的重叠部分，且在重叠部分两种发动机性能较高。由于飞行任务的复杂性，发动机需要较高的推重比、较低的耗油率，较大的推力，同时结构简单，能够零速起飞，能适应在不同速域有较好的性能等等。但是目前还没有一种发动机能完全满足以上需要。
[0003]根据组合发动机的原则，将ATR和双模态超燃发动机串联组合到一起，将两种发动机的命名缩写为ATRR(ATR空气涡轮火箭发动机
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Air
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Turbo
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Rocket，R
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冲压发动机
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Ramjet)。预冷ATR发动机工作在Ma0～4，飞行在Ma3～4时ATR发动机性能下降，超燃发动机开始工作，在4Ma超燃冲压发动机的性能满足飞行器的需求，最后超燃冲压发动机一直工作到7Ma。这种组合达到了地面起飞，比冲相对较高，结构简单，避免了TBCC转模态的推力不足问题，发动机虽然有火箭，但是组合发动机比冲高于火箭，增加了飞行器的航程，相同的飞行器重量提高有效载荷。
[0004]美国在1976年获得了涡轮>‑
冲压的变结构组合发动机专利，专利号US418547，该发动机通过变几何的形式将发动机工作速域拓宽，可以在涡轮和冲压两个模态工作但是由于工作范围较小，不能满足空天往返的需求。
[0005]美国1991年获得了涡轮
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冲压火箭组合推进系统的专利，专利号为US5052176，该专利技术通过变几何改变发动机工作模态的组合发动机，可以工作在涡轮、冲压和火箭模态。工作范围在Ma0
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20。由于亚燃燃烧室在高马赫时使用性能较差，发动机加速性不好。
[0006]专利号为201610538339.6，专利名称为涡轮火箭组合冲压发动机及其工作方法的专利技术创造中，提出了将ATR与RBCC发动机并联组合的一种形式，其中低速Ma0
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2使用ATR发动机，Ma2以上采用RBCC发动机。该发动机具有自加速、长航程、变弹道、高比冲等特点。该专利技术由于并联结构导致发动机过重，推重比较低。
[0007]专利号为20142055786.2，专利技术名称为组合动力轴对称变几何进气道、发动机及飞机的专利技术创造中提出一种组合发动机变几何形式，进气道通过调整进气锥改变发动机进气道的形式实现发动机宽范围工作，该专利技术通过改变进气锥来调整发动机流量，但不能满足两个流道的流量需求。
[0008]以上虽然都是组合推进系统，但是没有一种能够完全满足飞行需求的发动机，其中或者重量过大，或者性能在一定飞行区域内不好，等等因素，而本发动机的技术可以克服目前发动机性能，重量的矛盾问题。
[0009]目前还没有关于ATRR串联组合推进系统的学位论文与学术论文。
[0010]组合推进系统的本质是将不同速域的发动机有机的组合在一起，拓宽发动机的工作速域，实现1+1>2的功能：原本在不同工作速域的发动机联系在一起，速域拓宽到了Ma0～7+，两种发动机的工作速域有重叠部分，使得发动机能够在转模态的时候推力能够平稳过渡。两种发动机，工作在不同的模态，部件工作速域宽，工作环境变化很大，部件兼容性高，对发动机的设计提出了很高的要求，现有的涡轮基组合发动机在转模态时出现推力不足的问题，或者性能相对较弱等等问题，但是传统的发动机多采取定几何的方式，发动机匹配起来较为困难，这样发动机的工作速域和范围相对较小，对宽速域和大空域的飞行过程产生很大的约束，同时制约了飞行任务的闭合。
技术实现思路
[0011]本专利技术的目的在于避免现有技术的不足提供一种可以克服目前发动机性能，重量的矛盾问题，并基于宽速域发动机不同模态的需求，克服涡轮基组合发动机转模态推力不足问题，而提供的一种重量轻，发动机转模态时间快的空气涡轮火箭冲压组合推进系统。
[0012]为实现上述目的，本专利技术采取的技术方案为：一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统，包括空气涡轮火箭发动机的核心机，所述的核心机包括同轴设置的火箭燃气发生器、涡轮和压气机；
[0013]所述的核心机设置在所述空气涡轮火箭的中心流道内，核心机的外围设置有机匣，在机匣内设有冲压隔离段流道，所述冲压隔离段流道的前端对应中心流道的进口设置有第一模态转换阀，所述冲压隔离段流道的末端对应压气机的出口设置有第二模态转换阀；所述的火箭燃气发生器设置在所述压气机后，所述的火箭燃气发生器外围对应压气机出口和第二模态转换阀后设置有第一燃烧室；所述的火箭燃气发生器后的涡轮出口设置有第二燃烧室；所述第一燃烧室的尾喷管为外喷管，所述第二燃烧室的尾喷管为内喷管，内喷管的尾端伸出所述外喷管的尾端，用于保证发动机燃烧状态的可调喉道沿着所述内喷管轴向移动设置在内喷管的外壁上；
[0014]在所述中心流道的进气端设有圆锥进气道，圆锥进气道与所述的压气机同轴设置，且沿轴向移动的设置在发动机主轴前端；
[0015]所述的第一模态转换阀和第二模态转换阀处于张开状态，由发动机进气道进入的气流不通过冲压隔离段流道进入中心流道，所述的火箭燃气发生器与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器工作时产生的富燃燃气驱动涡轮带动压气机，压气机吸入空气并增压，增压后的空气绕过涡轮进入第一燃烧室，与换热后的二次燃料燃烧放热，并通过外喷管产生涡轮火箭的推力，此时，所述的可调喉道移动设置在外喷管中，用于收敛或扩张所述的外喷管；所述的燃气发生器产生的燃气经过涡轮流入第二燃烧室和内喷管，此时的燃气的压力和温度较低，做功能力下降，燃气经过内喷管仅产生少量推力，推力主要是在外喷管，此时发动机处于亚燃状态；
[0016]所述的第一模态转换阀和第二模态转换阀处于关闭状态，所述的圆锥进气道沿轴向向所述核心机的方向移动并堵住所述的中心流道，由发动机进气道进入的气流直接通过冲压隔离段流道流入第一燃烧室和第一燃烧室中的燃料燃烧产生高温燃气，高温燃气流过外喷管产生推力，此时发动机处于超燃状态，所述的可调喉道此时固定设置在所述内喷管的尾端，外喷管的外侧；
[0017]还包括发动机的转模态状态，所述圆锥进气道向核心机方向移动或背向移动，随着所述的第一模态转换阀和第二模态转换阀打开或关闭的面积变化，逐渐增加或减小流过所述冲压隔离段流道的气流流量，进而相应的增加或减小中心流道的气流流量，在可调喉道的配合下，使发动机在所述的超燃状态与亚燃状态两种模态之间平稳切换。
[0018]进一步的，还包括所述中心流道内的核心机前端设置有圆锥进气道，圆锥进气道的出口和核心机进口之间设有换热器，且换热器的轴心与压气机同轴设置，所述的换本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，包括空气涡轮火箭发动机的核心机(5)，所述的核心机(5)包括同轴设置的火箭燃气发生器(51)、涡轮(52)和压气机(53)；所述的核心机(5)设置在所述空气涡轮火箭的中心流道(61)内，核心机(5)的外围设置有机匣(3)，在机匣(3)内设有冲压隔离段流道(62)，所述冲压隔离段流道(62)的前端对应中心流道(61)的进口设置有第一模态转换阀(21)，所述冲压隔离段流道(62)的末端对应压气机(53)的出口设置有第二模态转换阀(22)；所述的火箭燃气发生器(51)设置在所述压气机(53)后，所述的火箭燃气发生器(51)外围对应压气机(53)出口和第二模态转换阀(22)后设置有第一燃烧室(91)；所述的火箭燃气发生器(51)后的涡轮(52)出口设置有第二燃烧室(92)；所述第一燃烧室(91)的尾喷管为外喷管(71)，所述第二燃烧室(92)的尾喷管为内喷管(72)，内喷管(72)的尾端伸出所述外喷管(71)的尾端，用于保证发动机燃烧状态的可调喉道(8)沿着所述内喷管(72)轴向移动设置在内喷管(72)的外壁上；在所述中心流道(61)的进气端设有圆锥进气道(1)，圆锥进气道(1)与所述的压气机(53)同轴设置，且沿轴向移动的设置在发动机主轴前端；所述的第一模态转换阀(21)和第二模态转换阀(22)处于张开状态，由发动机进气道进入的气流不通过冲压隔离段流道(62)进入中心流道(61)，所述的火箭燃气发生器(51)与火箭燃料输送装置相连，火箭燃气发生器(51)工作时产生的富燃燃气驱动涡轮(52)带动压气机(53)，压气机(53)吸入空气并增压，增压后的空气绕过涡轮(52)进入第一燃烧室(91)，与换热后的二次燃料燃烧放热，并通过外喷管(71)产生涡轮火箭的推力，此时，所述的可调喉道(8)移动设置在外喷管(71)中，用于收敛或扩张所述的外喷管(71)；所述的燃气发生器(51)产生的燃气经过涡轮(52)流入第二燃烧室(92)和内喷管(72)，此时的燃气的压力和温度较低，做功能力下降，燃气经过内喷管(72)仅产生少量推力，推力主要是在外喷管，此时发动机处于亚燃状态；所述的第一模态转换阀(21)和第二模态转换阀(22)处于关闭状态，所述的圆锥进气道(1)沿轴向向所述核心机(5)的方向移动并堵住所述的中心流道(61)，由发动机进气道进入的气流直接通过冲压隔离段流道(62)流入第一燃烧室(91)和第一燃烧室(91)中的燃料燃烧产生高温燃气，高温燃气流过外喷管(71)产生推力，此时发动机处于超燃状态，所述的可调喉道(8)此时固定设置在所述内喷管(72)的尾端，外喷管(71)的外侧；还包括发动机的转模态状态，所述圆锥进气道(1)向核心机(5)方向移动或背向移动，随着所述的第一模态转换阀(21)和第二模态转换阀(22)打开或关闭的面积变化，逐渐增加或减小流过所述冲压隔离段流道(62)的气流流量，进而相应的增加或减小中心流道(61)的气流流量，在可调喉道(8)的配合下，使发动机在所述的超燃状态与亚燃状态两种模态之间平稳切换。2.如权利要求1所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，还包括所述中心流道(61)内的核心机(5)前端设置有圆锥进气道(1)，圆锥进气道(1)的出口和核心机(5)进口之间设有换热器(4)，且换热器(4)的轴心与压气机(53)同轴设置，所述的换热器(4)用于对由所述圆锥进气道(1)进入的高温空气进行冷却。3.如权利要求2所述的空气涡轮火箭冲压组合推进系统，其特征在于，所述的换热器(4)包括环形进油收集管(41)和环形出油收集管(42)，在所述的环形进油收集管(41)的相同环面周向上排列连通设有多个入口分流横管(43)；在所述的环形出油收集管...
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