一种涡轮旋转火箭组合发动机的制作方法

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1.本发明涉及航空宇航推进领域，具体涉及一种涡轮旋转火箭组合发动机。

背景技术：

2.近年来，伴随着科技军事的进步和发展，临近空间因其所具有的潜在的军事和民用价值逐渐引起了各国的广泛关注，各国针对临近空间飞行器开展了一系列研究。临近空间飞行器推进系统要求具有加速和高速巡航工作的能力，同时临近空间飞行器推进系统应具备高性能、轻质量、高可靠、低成本、长航程、可重复使用、适应速度范围宽等特点。现有推进系统，包括各类航空发动机、冲压发动机、火箭发动机和活塞式发动机，均有各自的性能优势和理想的飞行空域。航空发动机的特点是比冲性能高，因受到涡轮耐温极限的限制，很难用于飞行速度大于马赫3.0的飞行器的推进系统；冲压发动机有较高的性能和飞行马赫数，但不具有自加速能力，须借助助推器解决起动速度问题；火箭发动机工作不受高度和初速条件限制，但比冲性能偏低，推进剂消耗率大。
3.采用不同动力组合循环的方式，如在低飞行马赫数下使用吸气式推进系统，而在飞行马赫数较高时切换火箭发动机工作，必然能够提高飞行器的机动性、灵活性和经济性。所以，发展吸气式组合动力意义重大。但目前在研制的组合发动机，涉及到涡轮发动机，如涡轮基组合循环发动机和空气涡轮火箭发动机均受到涡轮耐温极限的限制。涡轮耐温极限一直是提升发动机热力循环效率的核心制约因素，而在高速飞行下随着来流温度的提高，涡轮温限对热力循环效率的影响更为关键，甚至成为决定热力循环方式是否可行的关键。

技术实现要素：

4.针对上述现有技术存在的问题，本发明旨在提出一种涡轮旋转火箭组合发动机，具体技术方案如下：
5.一种涡轮旋转火箭组合发动机，包括沿轴向连接的涡轮发动机部分和旋转火箭部分；
6.所述涡轮发动机部分包括进气蜗壳、压气机、转子轴、火焰筒、燃气涡轮；
7.所述旋转火箭部分包括侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套、燃烧室本体、燃烧室喷管、补燃室机匣、推力喷管；
8.所述补燃室机匣固连在所述进气蜗壳上；所述推力喷管与所述所述补燃室机匣连接；由侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套、燃烧室本体、燃烧室喷管组成的燃烧发生器位于所述补燃室机匣形成的补燃室内；
9.所述燃烧室本体包括伸出的主轴以及内设的燃烧室腔体；所述主轴为阶梯式的同心的轴套轴，包括套设在一起的内层实心段、中层薄壁段和外层薄壁段；在中层薄壁段内部开设燃油流道一，外层薄壁段内部开设氧化剂流道一，所述燃油流道一和氧化剂流道一均为环形；燃油流道二沿燃油流道一的末端径向均匀分布，所述燃油流道一和燃油流道二组成燃油流道；氧化剂流道二沿氧化剂流道一的末端径向均匀分布，氧化剂流道一和氧化剂
流道二组成氧化剂流道；燃烧室腔体位于燃油流道二分布的平面和氧化剂流道二分布的平面之间，燃油流道二一端与燃油流道一连通，另一端通过燃油喷嘴与燃烧室腔体连通；氧化剂流道二一端与氧化剂流道一连通，另一端通过氧化剂喷嘴与燃烧室腔体连通；所述燃烧室腔体的后端面均匀开设有多个倾斜的排气出口，每个排气出口内安装一个燃烧室喷管；
10.所述侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套沿着所述主轴的轴线方向依次固连且套设在所述主轴上；所述侧向燃油密封腔体位于主轴的内层实心段、中层薄壁段之间，所述侧向燃油密封腔体开设有沿径向的燃油进口；
11.所述涡轮发动机部分产生的富氧高温燃气和所述旋转火箭部分的燃气发生器产生的富油高温燃气在所述补燃室中再次燃烧后，经所述推力喷管喷出产生推力。
12.进一步地，所述主轴的中层薄壁段和外层薄壁段的内表面均开设有沿周向均布的轴向油槽。
13.进一步地，所述燃烧室喷管的内部腔体的截面直径先变小后变大。
14.进一步地，所述喷管为3个。
15.进一步地，所述燃油流道二和氧化剂流道二均为六个。
16.本发明的有益效果如下：
17.本发明的涡轮旋转火箭组合发动机尽可能发挥涡轮发动机和旋转火箭各自在比冲、推重比方面的优势，能有效的解决涡轮温限对热力循环效率的严重制约问题，拓宽飞行速域，提高燃气发生器的工作温度进而提高发动机的热力循环效率，以兼顾发动机高、低速飞行条件下的总体性能，能有效的减少发动机系统的复杂性，并提高其工作的可靠性。
18.在低速飞行条件下，采用比冲性能高的涡轮发动机单独工作模式，在高速飞行条件下，采用涡轮发动机和旋转火箭发动机组合工作模式或者单独的旋转火箭工作模式，既能保持低速阶段的高比冲性能，又能拓宽飞行马赫数范围。相对于常规的空气涡轮火箭发动机，既能保持高马赫数下的工作能力，又能保持低低马赫数下的高比冲性能，从而提高飞行航时和航程。该发明结合了涡轮发动机与火箭发动机二者的优势，可水平起飞，在大气层内主要采用涡轮发动机工作模式以及涡轮发动机和旋转火箭共同工作模式，充分利用空气作为氧化剂；在大气层以外，则直接采用旋转火箭发动机工作模式入轨，实现在临近空间自由切入往返。
附图说明
19.图1为根据一示例性实施例示出的涡轮旋转火箭组合发动机的外形轮廓图；
20.图2为根据一示例性实施例示出的涡轮旋转火箭组合发动机的剖面图；
21.图3为本发明的旋转燃气发生器的结构示意图；
22.图4为本发明的旋转燃气发生器的主剖视图；
23.图5为主轴501的示意图。
24.图6为图4中的a-a剖面图。
25.图7为图4中的c-c剖面图。
26.图8为图4中的b-b剖面图。
27.图9为喷管7的剖视图。
28.图10为主轴501的横截面图。
29.图中，侧向燃油密封腔体1、侧向氧化剂密封腔体2、前轴承座3、轴承套4、燃烧室本体5、燃烧室喷管6；进气蜗壳7、压气机8、转子轴9、火焰筒10、燃气导向器11、燃气涡轮12、联轴器13；补燃室机匣14、推力喷管15、燃油进口101、氧化剂进口201、主轴501、燃油流道一502、燃油流道二503、氧化剂流道一504、氧化剂流道二505、燃油喷嘴506、氧化剂喷嘴507、燃烧室腔体508、排气出口509、油槽510。
具体实施方式
30.下面根据附图和优选实施例详细描述本发明，本发明的目的和效果将变得更加明白，应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
31.如图1和2所示，本发明的涡轮旋转火箭组合发动机，包括涡轮发动机部分和旋转火箭部分。
32.其中，涡轮发动机部分包括进气蜗壳7、压气机8、转子轴9、火焰筒10、燃气导向器 11、燃气涡轮12。进气蜗壳7位于整个组合发动机的最前方，用于对进入压气机8的气流进行导流。压气机8、火焰筒10、燃气导向器11和燃气涡轮12沿转子轴9的轴向依次排列。本发明的涡轮发动机是本领域技术人员所熟知的结构，这里不做详细介绍。
33.旋转火箭部分包括侧向燃油密封腔体1、侧向氧化剂密封腔体2、前轴承座3、轴承套 4、燃烧室本体5、燃烧室喷管6、补燃室机匣14、推力喷管15。
34.其中，补燃室机匣14和推力喷管15固连在一起，由侧向燃油密封腔体1、侧向氧化剂密封腔体2、前轴承座3、轴承套4、燃烧室本体5、燃烧室喷管6组成的燃气发生器位于补燃室机匣14内部的补燃室中。
35.如图3～4所示，燃烧室本体5包括伸出的主轴501以及内设的燃烧室腔体508。主轴 501与转子轴9通过联轴器连接，实现两个轴的同步转动。其中，主轴501为阶梯式的同心的轴套轴，如图4所示，包括套设在一起的内层实心段、中层薄壁段和外层薄壁段。如图2 所示，在中层薄壁段内部开设燃油流道一502，外层薄壁段内部开设氧化剂流道一504，燃油流道一502和氧化剂流道一504均为环形。燃油流道二503沿燃油流道一502的末端径向均匀分布，两者组成燃油流道；氧化剂流道二505沿氧化剂流道一504的末端径向均匀分布，两者组成氧化剂流道。燃烧室腔体508位于燃油流道二503分布的平面和氧化剂流道二505分布的平面之间，燃油流道二503一端与燃油流道一502连通，另一端通过燃油喷嘴506与燃烧室腔体508连通；氧化剂流道二505一端与氧化剂流道一504连通，另一端通过氧化剂喷嘴507与燃烧室腔体508连通。如图3和图6所示，燃烧室腔体508的后端面还开设有三个倾斜的排气出口509，每个排气出口内安装一个燃烧室喷管6。
36.如图7和图8所示，该实施例中给出的燃油流道二503和氧化剂流道二505均为六个，燃烧室喷管6为3个。也可以根据实际需要设置它们的具体数量，保证其均匀分布即可。如图9所示，燃烧室喷管6的内部腔体的截面直径先变小后变大，要求高温燃气在经过其喉部时速度为当地音速，经过喉部后，速度为超音速，并产生足够的切向推力，用以驱动压气机转动和为燃料提供足够的压力。
37.侧向燃油密封腔体1、侧向氧化剂密封腔体2、前轴承座3、轴承套4沿着主轴501的轴线方向依次通过轴承套设在主轴501上。侧向燃油密封腔体1、侧向氧化剂密封腔体2的法兰盘通过螺栓固定连接在一起，前轴承座4、轴承套5的内部也均通过轴承安装在主轴 501
的外层薄壁段，且侧向氧化剂密封腔体2、前轴承座3、轴承套4之间通过螺栓固定连接。
38.其中，侧向燃油密封腔体1位于主轴501的内层实心段、中层薄壁段之间，侧向燃油密封腔体1开设有沿径向的燃油进口101，燃油从燃油进口101进入侧向燃油密封腔体1后，依次通过燃油流道一502、燃油流道二503、燃油喷嘴506进入燃烧室腔体508。侧向氧化剂密封腔体2位于主轴501的中层薄壁段、外层薄壁段之间，侧向氧化剂密封腔体2开设有沿径向的氧化剂进口201，氧化剂从氧化剂进口201进入，然后依次经氧化剂流道一504、氧化剂流道二505、氧化剂喷嘴507进入燃烧室腔体508。
39.下面介绍本发明的涡轮旋转火箭组合发动机的工作原理。
40.对于涡轮发动机部分，空气由进气蜗壳7的进口流道经过压气机8增压后从压气机8 的压气机流道进入到火焰筒10内，在火焰筒10的燃烧区域内与燃油燃烧，产生富氧高温燃气，富氧高温燃气经过燃气导向器11的流道冲击燃气涡轮12，带动燃气涡轮12转动，然后，富氧高温燃气经过燃气涡轮12的叶片流道进入补燃室机匣14；
41.对于旋转火箭部分，燃油和氧化剂分别经主轴501的燃油流道和氧化剂流道由喷嘴喷出后碰撞雾化自燃点火，在燃烧室腔体508中充分燃烧产生富油高温燃气，高温燃气经倾斜设置的燃烧室喷管6进行加速，产生切向推力，燃气排气与主轴501产生一定的角度a，由于这个角度，产生了切向的推力分量，驱动主轴501进行转动，进而带动和主轴501固连的转子轴9同步转动。
42.对于整个涡轮旋转火箭组合发动机，涡轮发动机部分产生的富氧高温燃气和旋转火箭部分产生的富油高温燃气在补燃室机匣14形成的补燃室中高效掺混，再次燃烧，完全燃烧的燃气经过推力喷管15喷出，产生推力。
43.本发明的涡轮旋转火箭组合发动机，可以提供单独的涡轮发动机工作机制、单独的旋转火箭工作机制、涡轮发动机和旋转火箭复合工作机制三种。
44.单独的涡轮发动机工作机制适合低速的巡航任务。在该机制下，充分利用大气中的空气作为氧化剂，组合动力系统主要由涡轮发动机起动，直接带动压气机工作，可在极短的时间内完成起动，实现高的比冲特性、燃油经济性，可大幅提高航程。
45.单独的旋转火箭工作机制适合外太空的外太空的在轨运行。在该机制下，主要由旋转火箭产生轴功，直接带动压气机工作，压气机吸进的气体在补燃室内和旋转火箭产生的高温富由燃气燃烧，产生推力。可以实现在较高马赫数下的工作能力，又能拓宽飞行马赫数范围。
46.涡轮发动机和旋转火箭复合工作机制可充分涡轮发动机与旋转火箭发动机各自的优势，既能保持低速阶段的高比冲性能，又能拓宽飞行马赫数范围。也能实现不同推力量级的调节，有利于在不同的飞行马赫数下，优化实现最佳比冲和燃油经济性。
47.本发明的涡轮旋转火箭组合发动机，拥有涡轮发动机燃烧室、旋转火箭燃烧室和补燃室三种燃烧室，提高了设计和控制的自由度。
48.另外，旋转火箭部分以自带推进剂作为工作介质，该推进剂为双组元推进剂、不局限于双组元推进剂，也可以是单组元推进剂或三组元推进剂等。所述双组元推进剂碰撞即可自燃点火，无需额外的点火系统，可以减轻系统重量且提高系统工作的可靠性。
49.进一步地，如图10所示，为保证输向旋转推力室的燃油周向均匀分布，主轴501的中层薄壁段和外层薄壁段的内表面均开设有沿周向均布的轴向油槽510。
50.本领域普通技术人员可以理解，以上所述仅为发明的优选实例而已，并不用于限制发明，尽管参照前述实例对发明进行了详细的说明，对于本领域的技术人员来说，其依然可以对前述各实例记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换。凡在发明的精神和原则之内，所做的修改、等同替换等均应包含在发明的保护范围之内。

技术特征：

1.一种涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，包括沿轴向连接的涡轮发动机部分和旋转火箭部分；所述涡轮发动机部分包括进气蜗壳、压气机、转子轴、火焰筒、燃气涡轮；所述旋转火箭部分包括侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套、燃烧室本体、燃烧室喷管、补燃室机匣、推力喷管；所述补燃室机匣固连在所述进气蜗壳上；所述推力喷管与所述所述补燃室机匣连接；由侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套、燃烧室本体、燃烧室喷管组成的燃烧发生器位于所述补燃室机匣形成的补燃室内；所述燃烧室本体包括伸出的主轴以及内设的燃烧室腔体；所述主轴为阶梯式的同心的轴套轴，包括套设在一起的内层实心段、中层薄壁段和外层薄壁段；在中层薄壁段内部开设燃油流道一，外层薄壁段内部开设氧化剂流道一，所述燃油流道一和氧化剂流道一均为环形；燃油流道二沿燃油流道一的末端径向均匀分布，所述燃油流道一和燃油流道二组成燃油流道；氧化剂流道二沿氧化剂流道一的末端径向均匀分布，氧化剂流道一和氧化剂流道二组成氧化剂流道；燃烧室腔体位于燃油流道二分布的平面和氧化剂流道二分布的平面之间，燃油流道二一端与燃油流道一连通，另一端通过燃油喷嘴与燃烧室腔体连通；氧化剂流道二一端与氧化剂流道一连通，另一端通过氧化剂喷嘴与燃烧室腔体连通；所述燃烧室腔体的后端面均匀开设有多个倾斜的排气出口，每个排气出口内安装一个燃烧室喷管；所述侧向燃油密封腔体、侧向氧化剂密封腔体、前轴承座、轴承套沿着所述主轴的轴线方向依次固连且套设在所述主轴上；所述侧向燃油密封腔体位于主轴的内层实心段、中层薄壁段之间，所述侧向燃油密封腔体开设有沿径向的燃油进口；所述涡轮发动机部分产生的富氧高温燃气和所述旋转火箭部分的燃气发生器产生的富油高温燃气在所述补燃室中再次燃烧后，经所述推力喷管喷出产生推力。2.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述主轴的中层薄壁段和外层薄壁段的内表面均开设有沿周向均布的轴向油槽。3.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述燃烧室喷管的内部腔体的截面直径先变小后变大。4.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述喷管为3个。5.根据权利要求1所述的涡轮旋转火箭组合发动机，其特征在于，所述燃油流道二和氧化剂流道二均为六个。

技术总结

本发明公开一种涡轮旋转火箭组合发动机，包括沿轴向连接的涡轮发动机部分和旋转火箭部分；旋转火箭部分去除了传统液体燃料发动机的涡轮泵、燃烧室和喷嘴，以自带推进剂为工作介质，推进剂在进入旋转燃气发生器之前先通过输油轴，输油轴装在发动机轴线上，与发动机同步旋转，推进剂一经接触、碰撞即可自燃点火，无需额外的点火系统，即可实现在无涡轮结构的情况下的燃气发生器和轴功输出集成；同时，增加补燃室，使涡轮发动机部分产生的富氧高温燃气和旋转火箭部分的燃气发生器产生的富油高温燃气在补燃室中充分燃烧后，经推力喷管喷出产生推力。本发明兼顾发动机高、低速飞行条件下的总体性能，拓宽了飞行速域，提高了发动机的热力循环效率。热力循环效率。热力循环效率。