【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及火箭发动机，具体涉及一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器。
技术介绍
1、火箭基吸气式组合循环发动机（rbcc）， 由于可以充分利用大气中氧气，在大气层飞行段具有极高的推进效率，如纯亚燃冲压模式发动机比冲可达到1200s，远高于火箭发动机所能达到的比冲性能。通常的rbcc发动机由引射模式、亚燃冲压模式、超燃冲压模式和纯火箭模式组成，其起飞时主要由火箭发动机工作，并通过进气道引射空气，达到一定马赫数（m=1～2）后转为亚燃冲压，马赫数进一步提高后（m=3～4）转为超燃冲压，出大气层之后转为火箭发动机单独工作；这种火箭基吸气式组合循环发动机存在较多较复杂的模式转换，且需要将火箭发动机与冲压发动机在进气道、燃烧室、冲压尾喷管等在结构上进行高度融合，其研制难度极高，且其推重比极难达到火箭发动机的水平，目前国际上仍无具备实用价值的rbcc发动机。
2、考虑到作为天地往返运载器的主动力，其纯吸气模式所能达到的飞行高度和速度增量有限（一般高度＜35km，m＜8，速度增量＜2000m/s），同时使用rbcc发动机带来的发动机本身质量和航天飞行器结构质量的增加也会带来不利影响，未来的天地往返运载器的主动力仍需以火箭发动机为主，因此，现有的液体火箭的发动机跨大气层飞行器所用发动机的推进效率还是相对较低的。
3、因此，需要提供一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器以解决上述问题。
技术实现思路
1、本专利技术提供一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及
2、本专利技术的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机采用如下技术方案：包括：
3、包括：液体火箭的主发动机系统以及冲压增推系统，冲压增推系统包括：进气管道，其内设置有隔离阀，其进口置于空气中，其出口连接有冲压燃烧室，冲压燃烧室的出口用于和喷射燃气的部件连通；
4、其中，主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴与冲压燃烧室连通，用于将涡轮排出的燃气引入至冲压燃烧室内再进行燃烧。
5、优选的，冲压燃烧室的出口连接有冲压尾喷管。
6、优选的，冲压燃烧室为环形燃烧室，环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道的出口、主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴连通。
7、优选的，冲压燃烧室固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。
8、优选的，主发动机系统采用开式循环液体燃料发动机或者分级燃烧抽气循环发动机。
9、优选的，燃气喷嘴采用多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴，其中，多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴均布设置在涡轮的出口，且音速喷嘴或超音速喷嘴的出口与环形燃烧室连通。
10、优选的，分级燃烧抽气循环发动机的发生器和涡轮之间连接的管道上设置有燃气调节阀。
11、优选的，涡轮排气冲压增推组合循环发动机的推进剂采用：液氧和液氢，液氧和甲烷，液氧和煤油，四氧化二氮和偏二甲肼组合中的任意一种。
12、本专利技术的一种航天飞行器，该航天飞行器具有本专利技术公开的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机。
13、本专利技术的有益效果是：
14、1、通过以现有的液体火箭的主发动机系统为基础，将主发动机系统的涡轮出口与吸气式冲压发动机组合起来，即将主发动机系统的涡轮出口与冲压增推系统的冲压燃烧室连通，从而实现将主发动机系统的燃气引入至冲压燃烧室内再进行燃烧，即最终由主发动机系统的产生的推力和冲压增推系统产生的推力共同作为发动机的推力，不仅避免了主发动机系统的涡轮排期损失，而且有效利用了空气中的氧气，从而提高发动机在火箭大气层飞行段的比冲性能，进而提高发动机的推进效率。
15、2、其次，本专利技术的组合循环发动机的系统相对简单、研制难度低，既可以利用大气中的氧气以提高大气层飞行段发动机比冲性能，又无需改变现有的运载火箭结构，保持较高的发动机推重比，即在保持火箭发动机高推重比的同时，提高了火箭发动机综合比冲性能，为后续研究天地往返运载器具有重要的工程意义和实用价值。
16、3、本专利技术的涡轮排气的比冲在亚燃冲压段可以提高到860s，超燃冲压段也可以达到550～600s，相比较现有技术的开式循环发动机的涡轮排气地面比冲100～120s，本专利技术大幅提高整机的比冲性能，达到远高于同等室压补燃循环发动机比冲性能水平。
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1.一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，包括：液体火箭的主发动机系统，其特征在于，还包括：
2.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）的出口连接有冲压尾喷管。
3.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）为环形燃烧室，所述环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道（12）的出口、主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴连通。
4.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。
5.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述燃气喷嘴采用多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴，其中，多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴均布设置在涡轮（4）的出口，且音速喷嘴或超音速喷嘴的出口与环形燃烧室连通。
6.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述主发动机系统采用开式循环液体燃料发
7.根据权利要求6所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，分级燃烧抽气循环发动机的发生器（5）和涡轮（4）之间的管道上设置有燃气调节阀（13）。
8.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，涡轮排气冲压增推组合循环发动机的推进剂采用：液氧和液氢，液氧和甲烷，液氧和煤油，四氧化二氮和偏二甲肼组合中的任意一种。
9.一种航天飞行器，其特征在于，具有权利要求1-8任一项所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机。
...【技术特征摘要】
1.一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，包括：液体火箭的主发动机系统，其特征在于，还包括：
2.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）的出口连接有冲压尾喷管。
3.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）为环形燃烧室，所述环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道（12）的出口、主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴连通。
4.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。
5.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述燃气喷嘴采用多个音速喷嘴或多个超音速喷...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘红军，马小奇，薛帅杰，周帅，
申请(专利权)人：陕西天回航天技术有限公司，
类型：发明
国别省市：
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