一种空天飞行器动力系统技术方案

一种空天飞行器动力系统，涉及空天发动机技术领域，由进气系统、中央发动机RCW及两侧发动机YRC组成YRCW空天发动机，能工作于冲压吸气涡轮、冲压、超然冲压、火箭4模态工况，冲压式燃烧筒能适应4模态燃烧工况。进气道气流分离板随机分配RCW及YRC的气流量，燃气冲击功率涡轮旋转，带动轴流式吸气压气机和离心压缩机吸气压气，通过4涵道气流分配，压缩气流分别进入冷空气、热废气集气罩及矢量气流集气罩，为RCW及YRC发动机提供闭式燃烧的压缩冷空气及冷却气体和矢量喷射气流，调整锥式冲压进气阀、压缩冷空气、热废气、喷油盘及油压油量支撑通道阀门的几何位置使发动机的多模态工况平稳转换，火焰稳定，持续燃烧，实现空天飞行器单级入轨全包线飞行。轨全包线飞行。轨全包线飞行。

【技术实现步骤摘要】
一种空天飞行器动力系统


[0001]本专利技术公开了一种空天飞行器动力系统；具体是指一种单级入轨动力机身一体化飞行器的四模态循环发动机推进系统，属于航空、航天运输运载器的动力推进系统

技术背景：
[0002]在世界航天工程应用技术的背景下，如何拓展人类文明的发展空间，关键在于专利技术设计者如何在现有航空航天推进技术的基础上进行创新研究，将飞机推进系统与火箭推进系统的技术优势融为一体，创造出能穿梭地球大气层，达到轨道速度及地球逃逸速度，适应太空近地轨道、月球及星系飞行的空天发动机。
[0003]上个世纪30年代以来，随着飞机航空发动机、火箭航天发动机的专利技术和应用及发动机技术性能的提高，人类科学家探索太空的飞天梦想随之被激活。
[0004]从1903年12月17日，莱特兄弟的第一架有动力装置且比空气重受控载人飞机，在美国北卡罗莱纳州小鹰镇飞行实验获得成功，到1928年“莱特.阿帕奇号”飞机动力18缸星型发动机的问世，再经过二战的战争的洗礼，飞机发动机技术得到了长足的发展。随着飞机技术的进步和持续发展，人类科学家探索太空的飞天梦想也随之激活。从上个世纪30年代至今，太空探索的技术途径分为两大派别：即飞机派和火箭派。
[0005]飞机派：单级入轨动力机身一体化设计，水平起降自行飞往太空：单级入轨的空天飞机推进系统是航空发动机与航天火箭发动机结合的。奥地利工程师“尤金.桑格尔”1930年提出“银鸟”概念，其先进的设计理念被后世几十年的科学实验证明了其科学正确性，从而被后世专利技术设计者得以借鉴。如：从银鸟到美国的X
‑
15
‑
X
‑
30
‑
太空飞船1
‑
2号。
[0006]火箭派：双级入轨或背负式多级发射进入太空的空天飞机：20世纪早期，随着飞机发动机技术的进步和持续发展，火箭派人物想另辟蹊径，希望用火箭发射空天飞机，来探索太空并发展太空旅游。双级入轨或背负式多级发射的技术较先进的空天飞机，其代表为苏联的“暴风雪”和美国的“X
‑
37B”。
[0007]目前，单双级入轨空天飞机推进系统的发动机技术瓶颈及材料的高温防热瓶颈难以突破，双级入轨或背负式多级发射的空天飞机“暴风雪”、“X
‑
37B”发射质量大，有效载荷极小，成本昂贵；多级发射程序复杂，多级分离技术不稳定，再入段空天飞机无动力滑翔回归面临高温热障，均达不到航天工程技术的实际应用要求。
[0008]太空探索历程：1961年至1962年，苏联和美国的宇航员相继进入太空；时至1972年止，苏联和美国的“联盟号”“阿波罗一号”，发射成功，相继完成了火箭载人探月，并发射了太空卫星、宇宙飞船(航天飞机)，完善了太空国际空间站的太空对接技术。运载火箭探索太空，打开了人类探索太空文明的窗口，已成人类探索太空的历史科学文明坐标。时至2020年美国重启的“星座”探月计划的成功，火箭技术已达到巅峰。
[0009]火箭发射探索太空的局限性：一次性使用，有效载荷极小(如联盟号、阿波罗号、猎户座)发射成本昂贵，不能重复使用。为降低成本，美国的马斯克研发了返回式火箭发动机，
重启探月计划，但是，其猎鹰
‑
9轨道级加登月级火箭的质量为9500吨，其有效载荷只有6名乘客，两名宇航员，携带100公斤月石返回。因此，太空探索，开发利用太空资源，只能让位于单级入轨动力机身一体化的空天飞机，因为一是火箭发射为一次性使用，成本昂贵；二是发射质量巨大，有效载荷极小，不能作为开发太空资源的运输工具。
[0010]空天飞机优势：可重复使用，充分利用大气层的空气，巨大的推进剂舱及乘客舱、货物舱可作为太空运输工具。飞行器在轨道加油后可飞往月球。但是航天工程应用领域技术的最大挑战是空天发动机。
[0011]航空航天发动机：单级入轨动力机身一体化多模态循环推进系统空天发动机是航天工程应用领域的终极挑战。目前世界发动机
的航空与航天发动机是各自分离的，没有空天一体发动机。
[0012]1、航空航天发动机：火箭发动机、脉动燃烧发动机、冲压、超燃冲压发动机、涡轮发动机。
[0013]2、各种发动机的比较：五种类型发动机各有所长，也各有所短，互相搭配有时成了累赘：
[0014](1)脉动燃烧发动机、冲压、超燃冲压发动机重量轻、结构简单、成本低；
[0015](2)液体燃料火箭发动机的技术成熟适应太空飞行；
[0016](3)涡轮喷气式发动机的0～—3马赫的加速性能是其广泛应用的根本，但是成本昂贵(普通战斗机的发动机成本在100万美元以上)。涡轮发动机结构复杂，质量重，如战斗机使用的涡喷机，中国的涡扇7：涡轮叶片8级，重量1.19吨，长度4.6米。美国的F119：涡轮叶片11级，重量1.36吨，长度4.8米。在热效率方面，即使17级涡轮叶片的喷气发动机也只有35％，而冲压、超燃冲压发动机在3～16马赫却可达90％以上；
[0017](4)冲压、超燃冲压发动机燃料比冲及热效率高，结构简单、机体质轻、速度快，但是没有静启动能力，需要其它发动机补充。1934年法国瑞内.雷杜克获得的冲压发动机飞机专利是助推火箭与冲压发动机相结合的。最近，美国研制的无人驾驶的超高速远程(40000公里)轰炸机就是使用冲压发动机与涡轮喷气发动机相结合为动力的，起飞时使用涡轮喷气发动机，大于0.5马赫时使用冲压发动机(此时，涡轮喷气发动机成了累赘)，30公里高空的速度达10马赫以上，可以16马赫速度冲出60公里高的大气层，关闭发动机后可以滑翔几百公里，进入大气层后冲压发动机重新点火，再上冲，水漂式飞行能在2小时内到达世界任何地点,但是，因发动机技术瓶颈及材料耐高温瓶颈难以突破而停滞；
[0018](5)脉动、冲压、超燃冲压、涡轮发动机仅适应于大气层内，而火箭发动机却没有这种限制。
[0019]空天发动机技术瓶颈及空天发动机的研发与技术现状：
[0020]1、研发过程：世界航空、航天发动机
对空天发动机的研发始于19世纪的60年代，至今历时80年。空天发动机研发重点是针对超燃冲压发动机的优势潜力进行研究与挖掘。在这一
的先进技术代表为俄罗斯和美国。美国的X
‑
43超燃冲压发动机的高超声速计划，从1964年开始实施，至1997年的飞行试验获得了6.68马赫的试验成果，持续燃烧了10秒钟。1998年美国与俄罗斯合作的超燃冲压高超声速项目的飞行试验，获得了6.8马赫，燃烧20秒，10马赫燃烧10秒的试验成果。
[0021]2003年美国在与俄罗斯合作项目中取得的试验成果的基础上，重启X
‑
43A高超声
速计划，飞行试验获得了6.68马赫，燃烧10秒，9.86马赫，燃烧3秒的的试验成果。
[0022]上述超燃冲压发动机在高超声速气流中燃烧的试验成果，证明了高超声速燃烧的科学性和可行性。
[0023]2、难以突破的四大技术瓶颈：试验本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种空天飞行器动力系统，包括进气系统(1)、中央发动机(2)、两侧两台后置发动机(3)，所述中央发动机(2)简称RCW发动机(2)；所述两侧后置发动机(3)简称YRC发动机(3)；其特征在于：沿所述RCW发动机(2)轴向依次设有第一进气结构(2
‑
1)、第一扩压室(2
‑
2)、第一油盘总成(2
‑
3)、第一燃烧室(2
‑
4)、磁阻式发电/电动机(2
‑
5)及设于磁阻式发电/电动机主轴上的涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)、第二扩压室(2
‑
7)、第二油盘总成(2
‑
8)、第二燃烧室(2
‑
9)，第一尾喷管(2
‑
10)；沿所述YRC发动机(3)轴向依次设有第二进气结构(3
‑
1)、第三扩压室(3
‑
2)、第三喷油盘(3
‑
3)、第三燃烧室(3
‑
4)、第二尾喷管(3
‑
5)；所述RCW发动机(2)的第一进气结构(2
‑
1)与进气系统(1)的一个输出端(1
‑2‑
2)连接；所述YRC发动机(3)的第二进气结构(3
‑
1)与进气系统(1)的另一个输出端(1
‑
3)连接；所述涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)输出端的RCW发动机(2)壳体上设有配气机构，所述配气机构包括压缩冷空气前输送管(2
‑6‑2‑
3)、压缩冷空气后输送管(2
‑6‑2‑
4)、压缩热废气前输送管(2
‑6‑2‑
5)、压缩热废气后输送管(2
‑6‑2‑
6)以及矢量气流分配系统(4)；所述压缩冷空气前输送管(2
‑6‑2‑
3)一端接RCW发动机(2)的壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)的输出端获得压缩冷空气，另一端与RCW发动机(2)的第一进气结构(2
‑
1)中的第一冷空气集气罩(2
‑1‑
5)连接，为RCW发动机(2)的燃烧室提供空气
‑
燃料
‑
火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；所述压缩冷空气后输送管(2
‑6‑2‑
4)一端接RCW发动机2的壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)的输出端获得压缩冷空气，另一端与YRC发动机(3)第二进气结构(3
‑
1)中的第二冷空气集气罩(3
‑1‑
5)连接，为YRC发动机(3)的燃烧室提供空气
‑
燃料
‑
火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；所述压缩热废气前输送管(2
‑6‑2‑
5)一端接RCW发动机壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)的输出端获得热废气，另一端与RCW发动机(2)第一进气结构(2
‑
1)中的第一热废气集气罩(2
‑1‑
6)连接，第一热废气集气罩(2
‑1‑
6)的输出为RCW发动机(2)的燃烧室壁提供冷却气体；所述压缩热废气后输送管(2
‑6‑2‑
6)一端接RCW发动机壳体，从涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)的输出端获得热废气，另一端与YRC发动机(3)第二热废气集气罩(3
‑1‑
6)连接，为YRC发动机(3)的燃烧室壁提供冷却气体；所述矢量气流分配系统(4)从涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)的输出端获得热废气，为空天飞行器水平起降、垂直起降及空天机动提供矢量喷射气流。2.根据权利要求1所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述的进气系统(1)为U形进气道，在U形进气道的两个进气通道的中段各设有一S形的斜坡，在每一个S形斜坡的坡道峰处设有一气流分离板(1
‑
1)；自气流分离板(1
‑
1)开始并列设有第一进气道(1
‑
2)与第二进气道(1
‑
3)；U形进气道两侧各设置的一个第一进气道(1
‑
2)延伸至U形底部对接构成进气系统的一个输出端(1
‑2‑
2)，所述输出端(1
‑2‑
2)通过中央进气道活塞内套(1
‑
4)与RCW发动机(2)的第一进气结构(2
‑
1)连接，在进气系统的U形底部设置有一整流锥(1
‑2‑
1)；所述U形进气道两侧各设置的一个第二进气道作为进气系统的另一个输出端(1
‑
3)分别与两侧的YRC发动机3的第二进气结构(3
‑
1)连接；所述中央进气道活塞内套(1
‑
4)的截面积是进气道截面积的1/5
‑
1/8。3.根据权利要求1所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述RCW发动机(2)中，第一进气结构(2
‑
1)包括；中央进气道(2
‑1‑
3)、涡轮轴流式进气道(2
‑1‑
4)、第一冷空气集气罩(2
‑1‑
5)、第一热废气集气罩(2
‑1‑
6)，所述第一冷空气集气罩(2
‑1‑
5)中设有多个输
送支撑通道(2
‑1‑
7)，第一冷空气集气罩(2
‑1‑
5)的压缩冷空气通过多个第一输送支撑通道(2
‑1‑
7)为RCW发动机(2)的第一燃烧室(2
‑
4)提供空气
‑
燃料
‑
火箭发动机工况所需的闭式燃烧的新鲜压缩空气，第一热废气集气罩(2
‑1‑
6)中设有多个第二输送支撑通道(2
‑1‑
8)，第一热废气集气罩(2
‑1‑
6)的压缩热废气通过多个输送支撑通道(2
‑1‑
8)为RCW燃烧室壁、涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)提供冷却气流；在第一冷空气集气罩(2
‑1‑
5)中设有所述中央进气道(2
‑1‑
3)及涡轮轴流式进气道(2
‑1‑
4)，形成内外两个进气通道；在中央进气道(2
‑1‑
3)的端口设有进气截锥口(2
‑1‑
1)及与进气截锥口(2
‑1‑
1)匹配的锥式冲压进气阀(2
‑1‑
2)，通过液压系统控制锥式冲压进气阀(2
‑1‑
2)的轴向滑动使锥式冲压进气阀(2
‑1‑
2)与截锥进气口(2
‑1‑
1)之间实现开启或闭合。4.根据权利要求3所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述第一输送支撑通道(2
‑1‑
7)数量为4
‑
18个，所述第二输送支撑通道(2
‑1‑
8)数量为3
‑
12个。5.根据权利要求1所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述RCW发动机(2)中的涡轮轴流式和离心式总成盘(2
‑
6)包括安装在磁阻式发电/电动机(2
‑
5)和主轴上的前置涡扇盘组(2
‑6‑
1)及后置扇离盘组(2
‑6‑
2)，所述涡扇盘组(2
‑6‑
1)由多级涡扇盘与导流盘依次叠置组成轴流式吸气压气机；所述扇离盘组(2
‑6‑
2)由第一扇离盘(2
‑6‑2‑
1)及其导流盘与第二扇离盘(2
‑6‑2‑
2)及其导流盘依次叠置组成离心压缩机；在所述第一扇离盘(2
‑6‑2‑
1)处的RCW发动机外壳上连接有压缩冷空气前输送管(2
‑6‑2‑
3)及压缩冷空气后输送管(2
‑6‑2‑
4)；在所述第二扇离盘(2
‑6‑2‑
2)处的RCW发动机外壳上连接有压缩热废气前输送管(2
‑6‑2‑
5)及压缩热废气后输送管(2
‑6‑2‑
6)；每一级涡扇盘、扇离盘、导流盘的径向都设有三个直径不同的隔离密封环(2
‑6‑3‑
1)、(2
‑6‑3‑
2)、(2
‑6‑3‑
3)，沿涡扇盘、扇离盘、导流盘的径向将其分隔成四个涵道，从中心向圆周分布的四个涵道依次定义为第1涵道(2
‑6‑4‑
1)、第2涵道(2
‑6‑4‑
2)、第3涵道(2
‑6‑4‑
3)、第4涵道(2
‑6‑4‑
4)四个涵道；涡扇盘组(2
‑6‑
1)的第1、2、4涵道设有空心超音速涡扇风叶与导流叶片(2
‑6‑5‑
1)、(2
‑6‑5‑
2)、(2
‑6‑5‑
4)，第3涵道设有功率涡轮叶片与导流叶片(2
‑6‑5‑
3)；后置的2级扇离盘组(2
‑6‑
2)的第1、2涵道设有空心超音速涡扇风叶，第3涵道设有功率涡轮叶片与导流叶片，第4涵道设有离心叶片与导流叶片(2
‑6‑5‑
5)、(2
‑6‑5‑
6)；第1、2、3涵道中的空心超音速涡扇风叶、功率涡轮叶片、导流叶片分别连接在构成该涵道相邻的两个隔离密封环上，第4涵道中的离心叶片与导流叶片一端连接在隔离密封环(2
‑6‑3‑
3)上，另一端与扇离盘外环连接。6.根据权利要求5所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述涡扇盘与导流盘的数量为3
‑
12个，组成轴流式吸气压气机。7.根据权利要求5所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述第1涵道的压缩冷空气进入第一扇离盘(2
‑6‑2‑
1)后由其导流盘导入第二燃烧室；第2涵道的压缩冷空气与第3涵道的燃气混合后进入第二扇离盘(2
‑6‑2‑
2)后由其导流盘导入矢量气分配流集气罩；第4涵道的压缩冷空气进入第一扇离盘(2
‑6‑2‑
1)后经其导流盘导出，一路通过压缩冷空气前输送管(2
‑6‑2‑
3)为RCW发动机燃烧室提供空气
‑
燃料
‑
火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气，另一路通过压缩冷空气后输送管(2
‑6‑2‑
4)为YRC发动机的燃烧室提供空气
‑
燃料
‑
火箭闭式燃烧所需的含氧压缩空气；第4涵道的部分压缩冷空气与第3涵道的部分燃气混合后进入第二扇离盘(2
‑6‑2‑
2)后经其导流盘导出，一路经压缩热废气前输送管(2
‑6‑2‑
5)为RCW发动机燃烧室壁提供冷却气体，另一路通过压缩热废气后输送管(2
‑6‑2‑
6)为YRC发动机的
燃烧室壁提供冷却气体。8.根据权利要求1所述的一种空天飞行器动力系统，其特征在于：所述的第一油盘总成(2
‑
3)由环形喷油盘(2
‑3‑1‑
3)及均布于环形喷油盘(2
‑3‑1‑
3)周边的多个环形油量控制压力油管通道(2
‑3‑1‑
...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘国荣，
申请(专利权)人：刘国荣，
类型：发明
国别省市：