组合式火箭发动机的制作方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及发动机领域，尤其涉及一种组合式火箭发动机。
【背景技术】
[0002]近年来，伴随着对高超音速飞行器及单级入轨动力系统的研究的不断深入，吸气式组合循环发动机技术得到了快速的发展，特别是对火箭基组合循环发动机与涡轮基组合循环发动机的深入研究，从20世纪80年代起就已经开始了相关应用技术的研究。其中火箭基组合循环发动机就是将火箭与冲压发动机进行有效的组合的组合式发动机，并且在不同的工作条件下，使得两种不同的发动机发挥各自的最大性能优势，从而成功实现航空航天动力推进的最佳组合。而涡轮基组合循环发动机则是将涡轮发动机与冲压发动机进行有效组合的一种组合式发动机。当然这两种组合式发动机在不同的航天航空任务中均能发挥特有的作用，如在低空进行高超音速飞行时，选择航程远，耗油低的涡轮基组合循环发动机。然而在实际工程使用过程中，涡轮冲压组合循环发动机由于组成部件十分复杂，同时对涡轮发动机技术要求也过于苛刻而受到很大的发展限制；而火箭冲压组合循环发动机虽然结构相对简单，但其整体性能已无法再进一步提高。
【发明内容】
[0003]鉴于【背景技术】中存在的问题，本发明的目的在于提供一种组合式火箭发动机，其能简化发动机的结构，并提高发动机整体的热力学效率、动力系统的性能以及经济性能。
[0004]为了实现上述目的，本发明提供了一种组合式火箭发动机，其包括外壳、固定导向柱、爆震发动机、外进气道、第二燃烧室以及固体药柱。
[0005]外壳具有:空气入口，设置于外壳的前端，呈环形，连通外部大气；以及超声速喷口，设置于外壳的后端。
[0006]固定导向柱设有多个燃料入口，燃料入口设置于固定导向柱的外侧表面上，连通外部的燃料供给装置。
[0007]爆震发动机包括中心锥体、壳体、第一燃烧室、多个内进气道、氧化剂储罐、多个氧化剂输出管、多个燃料输入管、燃料收集管、多个燃料输出管、燃料进管以及多个燃料喷口。中心锥体具有:前体，从外壳的前端伸出且后部连接于固定导向柱；以及后体，位于外壳中，与中心锥体的前体一体形成。壳体围绕整个后体并固定设置于前体后部的外表面，与整个后体的外表面围成轴向延伸的第一燃烧室，第一燃烧室在轴向上的末端为出口 ；多个内进气道，各内进气道的一端经由第一阀与空气入口连通，另一端与第一燃烧室连通。氧化剂储罐收容于前体内。多个氧化剂输出管设置于前体内，各氧化剂输出管一端经由第二阀与氧化剂储罐连通，另一端与对应的内进气道连通。多个燃料输入管设置于前体内，各燃料输入管一端与对应的燃料入口连通。燃料收集管在中心锥体的前体和后体之间并位于中心锥体的前体和后体内部，连通燃料输入管，收集由燃料输入管输入的燃料。多个燃料输出管设置在中心锥体的后体内并且周向分布、径向延伸，各燃料输出管的一端连通燃料收集管。燃料进管设置在中心锥体的后体内部，呈环形，与所述多个燃料输出管的另一端均连通，接收经由所述多个燃料输出管通入的燃料。多个燃料喷口周向均匀分布在设置在中心锥体的后体内且开口设于中心锥体的后体的外表面上并径向延伸，各燃料喷口连通燃料进管和第一燃烧室。
[0008]外进气道设置于外壳和爆震发动机之间，一端连通于外壳的空气入口。
[0009]第二燃烧室设置于外壳内的位于壳体与中心锥体的后体后方的空间，前端连通于第一燃烧室的出口以及外进气道的另一端，后端连通于外壳的超声速喷口。
[0010]固体药柱收容并固定于外壳内且位于第二燃烧室内，且内部中空以供空气流动。
[0011]其中，所述组合式火箭发动机启动时，外部的空气无法通入经由内进气道进入第一燃烧室，启动第二阀，氧化剂储罐内的氧化剂经由氧化剂输出管以及内进气道进入第一燃烧室，并与经由燃料入口、燃料输入管、燃料收集管、燃料输出管、燃料进管以及燃料喷口进入第一燃烧室的燃料反应，完成所述组合式火箭发动机的启动；所述组合式火箭发动机启动后，打开第一阀并关闭第二阀，从外部引射大量的空气经由内进气道进入第一燃烧室、经由外进气道进入第二燃烧室，所述组合式火箭发动机在以后的运行过程中，空气与进入第一燃烧室的燃料爆震燃烧，经由壳体的出口喷出高温燃气并经由第二燃烧室以及超声速喷口快速排出以产生推力；由壳体的出口喷出的高温燃气经过第二燃烧室时，点燃固体药柱，固体药柱与经由外进气道流入的空气反应燃烧并产生高温燃气，高温燃气经由超声速喷口快速排出以产生推力；当固体药柱燃尽后，由壳体的出口喷出的高温燃气中的未燃燃料与经由外进气道流入的空气再次反应燃烧以产生推力。
[0012]本发明的有益效果如下:
[0013]在根据本发明的组合式火箭发动机中，将爆震发动机与固体药柱集成在外壳内，而爆震发动机中燃料的燃烧以及固体药柱的燃烧生成的高温燃气能够大幅度增大所述组合式火箭发动机产生的推力，进而提高了所述组合式火箭发动机的热力学效率以及动力系统的性能；爆震发动机设置于外壳的前端，缩小了第一燃烧室的尺寸，节省内部空间，简化所述组合式火箭发动机的结构；同时，节省的内部空间能够增加固体药柱的体积，提升所述组合式火箭发动机的动力系统的性能；当固体药柱燃尽后，由壳体的出口喷出的高温燃气中的未燃燃料与经由外进气道流入的空气再次反应燃烧以产生推力，避免燃料的浪费，提高了所述组合式火箭发动机的经济性能。
【附图说明】
[0014]图1为根据本发明的组合式火箭发动机的示意图；
[0015]图2为根据本发明的组合式火箭发动机的一个角度的剖视图；
[0016]图3为图2所示的组合式火箭发动机沿线A-A作出的剖视图；
[0017]图4为图2所示的组合式火箭发动机沿线B-B作出的剖视图；
[0018]图5为根据本发明的组合式火箭发动机的另一个角度的剖视图；
[0019]图6为图5所示的组合式火箭发动机的圆圈部分的放大图；以及
[0020]图7为图5所示的组合式火箭发动机沿线C-C作出的剖视图。
[0021]其中，附图标记说明如下:
[0022]1外壳35氧化剂储罐
[0023]11空气入口36氧化剂输出管
[0024]12超声速喷口37燃料输入管
[0025]2固定导向柱38燃料收集管
[0026]21燃料入口39燃料输出管
[0027]3爆震发动机3A燃料进管
[0028]31中心锥体3B燃料喷口
[0029]311前体4外进气道
[0030]312后体5第二燃烧室
[0031]32壳体6固体药柱
[0032]33第一燃烧室VI第一阀
[0033]331 出口V2 第二阀
[0034]34内进气道
【具体实施方式】
[0035]下面参照附图来详细说明本发明的的组合式火箭发动机。
[0036]参照图1至图7，根据本发明的组合式火箭发动机包括外壳1、固定导向柱2、爆震发动机3、外进气道4、第二燃烧室5以及固体药柱6。
[0037]外壳1具有:空气入口 11，设置于外壳1的前端，呈环形，连通外部大气；以及超声速喷口 12，设置于外壳1的后端。
[0038]固定导向柱2设有多个燃料入口 21，燃料入口 21设置于固定导向柱2的外侧表面上，连通外部的燃料供给装置。
[0039]爆震发动机3包括中心锥体31、壳体32、第一燃烧室33、多个内进气道34、氧化剂储罐35、多个氧化剂输出管36、多个燃料输入管37、燃料收集管38、多个燃料输出管39、燃料进管3A以及多个燃料喷口 3B。中心锥体31具有:前体311，从外壳1的前端伸出且后部连接于固定导向柱2 ;以及后体312，位于外壳1中，与中心锥体31的前体311 —体形成。壳体32围绕整个后体312并固定设置于前体311后部的外表面，与整个后体312的外表面围成轴向延伸的第一燃烧室33，第一燃烧室33在轴向上的末端为出口 331 ;多个内进气道34，各内进气道34的一端经由第一阀VI与空气入口 11连通，另一端与第一燃烧室33连通。氧化剂储罐35收容于前体311内。多个氧化剂输出管36设置于前体311内，各氧化剂输出管36 —端经由第二阀V2与氧化剂储罐35连通，另一端与对应的内进气道34连通。多个燃料输入管37设置于前体311内，各燃料输入管37 —端与对应的燃料入口 21连通。燃料收集管38在中心锥体31的前体311和后体312之间并位于中心锥体31的前体311和后体312内部，连通燃料输入管37，收集由燃料输入管37输入的燃料。多个燃料输出管39设置在中心锥体31的后体312内并且周向分布、径向延伸，各燃料输出管39的一端连通燃料收集管38。燃料进管3A设置在中心锥体31的后体312内部，呈环形，与所述多个燃料输出管39的另一端均连通，接收经由所述多个燃料输出管39通入的燃料。多个燃料喷口 3B周向均匀分布在设置在中心锥体31的后体312内且开口设于中心锥体31的后体312的外表面上并径向延伸，各燃料喷口 3B连通燃料进管3A和第一燃烧室33。
[0040]外进气道4设置于外壳1和爆震发动机3之间，一端连通于外壳1的空气入口 11。
[0041]第二燃烧室5设置于外壳1内的位于壳体32与中心锥体31的后体312后方的空间，前端连通于第一燃烧室33的出口 331以及外进气道4的另一端，后端连通于外壳1的超声速喷口 12。
[0042]固体药柱6收容并固定于外壳1内且位于第二燃烧室5内，且内部中空以供空气流动。
[0043]其中，所述组合式火箭发动机启动时，外部的空气