專利名稱：渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種由渦輪發(fā)動機和火箭發(fā)動機組合的推進系統(tǒng)，尤其是應(yīng)用于高能量、 變推力、信號特征低的空天往返推進系統(tǒng)。
技術(shù)背景到目前為止，對于飛行包線范圍非常寬(高度0 40km或更高、飛行馬赫數(shù)從亞聲、 跨聲、超聲速擴展到高超聲速)的高超聲速飛行器來說，還沒有一種發(fā)動機能獨立完成 推進任務(wù)，因此國外提出了利用兩種以上的發(fā)動機組合起來作為高超聲速推進動力的構(gòu) 想。渦輪-火箭發(fā)動機綜合了渦輪發(fā)動機和火箭發(fā)動機單獨工作時的優(yōu)點，使采用這種發(fā) 動機的推進系統(tǒng)在不同的飛行條件下都能得到良好的推進性能。但是，目前所研究的組 合發(fā)動機將火箭推進劑置于渦輪發(fā)動機前，從而增加了發(fā)動機的軸向尺寸，同時給火箭 發(fā)動機的裝藥、維修和重復(fù)使用帶來困難。因此，在現(xiàn)有渦輪-火箭組合發(fā)動機技術(shù)的基礎(chǔ)上，本領(lǐng)域技術(shù)人員急需要提供一種 能夠充分利用組合發(fā)動機的結(jié)構(gòu)特征、合理布置各發(fā)動機的位置、使發(fā)動機結(jié)構(gòu)更加緊 湊、更加合理、便于維修和重復(fù)使用的新型渦輪-火箭組合發(fā)動機。 發(fā)明內(nèi)容本發(fā)明的目的是提供一種渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機，其具有結(jié)構(gòu)緊湊、體積小、重量輕、 拆裝方便、易于維護、方便重復(fù)使用的優(yōu)點。為了達到上述目的，本發(fā)明的技術(shù)方案如下:渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機，由渦輪發(fā)動機1和火箭發(fā)動機3組成，渦輪發(fā)動機1的軸為中 空軸，軸前端為錐形的渦輪發(fā)動機進氣錐2，火箭發(fā)動機3內(nèi)嵌于渦輪發(fā)動機進氣錐2和中 空軸內(nèi)，導(dǎo)流葉柵4位于渦輪發(fā)動機進氣錐2的后端；壓縮系統(tǒng)5的輪盤采用鍵或軸承連接 的方式固定于軸上，壓縮系統(tǒng)5的前后采用篦齒式或刷式密封；渦輪轉(zhuǎn)子7采用螺栓或軸承 連接的方式固定于軸上，其進出口及內(nèi)側(cè)采用刷式密封；渦輪發(fā)動機燃燒室6位于壓縮系統(tǒng) 5和渦輪轉(zhuǎn)子7之間；閉合的火箭發(fā)動機可調(diào)尾噴管9和渦輪發(fā)動機的外部殼體共同構(gòu)成渦 輪發(fā)動機尾噴管8，支板10通過鉚接或焊接或螺栓或螺釘或銷釘與渦輪發(fā)動機進氣錐2相連 接。上述的火箭發(fā)動機3為固體火箭發(fā)動機或液體火箭發(fā)動機；上述的壓縮系統(tǒng)5為級數(shù)很 少的常規(guī)壓氣機(即軸流式壓氣機、離心式壓氣機)壓氣機或旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子。
本發(fā)明的有益效果如下1) 采用級數(shù)較少的常規(guī)壓氣機或旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子，以減少渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機的整體尺寸和重量；2) 具有吸氣式發(fā)動機(即渦輪發(fā)動機)系統(tǒng)，既可以產(chǎn)生靜推力，又可以在巡航時加速 到超聲速；3) 不同運行工況時起動不同的推進系統(tǒng)，比沖大，機動性好；4) 更換火箭發(fā)動機和噴管部件方便，可以實現(xiàn)快速重復(fù)使用。


圖1是本發(fā)明的渦輪-固體火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機的結(jié)構(gòu)示意圖。 圖2是本發(fā)明的渦輪-液體火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機的結(jié)構(gòu)示意圖。圖中1、渦輪發(fā)動機，2、渦輪發(fā)動機進氣錐，3、火箭發(fā)動機，4、導(dǎo)流葉柵，5、壓 縮系統(tǒng)，6、渦輪發(fā)動機燃燒室，7、渦輪轉(zhuǎn)子，8、渦輪發(fā)動機尾噴管，9、火箭發(fā)動機可調(diào) 尾噴管，10、支板。
具體實施方式
下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進一步詳細地描述如圖1和圖2所示，本發(fā)明的渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機由渦輪發(fā)動機1和固體(或液體) 火箭發(fā)動機3組成，渦輪發(fā)動機l采用中空軸設(shè)計，軸前端設(shè)計成錐形，軸前的渦輪發(fā)動機 進氣錐2較長，既提供了較大的裝藥空間同時減輕了發(fā)動機重量，又起到了對氣流預(yù)壓縮的 作用?；鸺l(fā)動機3內(nèi)嵌于渦輪發(fā)動機的進氣錐2和中空軸內(nèi)，有效的利用了發(fā)動機的內(nèi)部空 間，工作時尾噴口可調(diào)擋板打開，依靠推進劑燃燒產(chǎn)生推力。本發(fā)明的渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機的工作原理及過程是飛行器開始起飛時，渦輪發(fā)動機l開始工作，壓縮系統(tǒng)5、渦輪發(fā)動機燃燒室6和渦輪7位于發(fā)動機的主氣流中，來流空氣經(jīng) 壓縮系統(tǒng)5壓縮增壓后，進入渦輪發(fā)動機燃燒室6與煤油混合燃燒，然后再經(jīng)渦輪7膨脹做 功，由渦輪發(fā)動機尾噴管8噴出產(chǎn)生推力；飛行器達到轉(zhuǎn)接高度后，此時空氣壓力和密度已 不再適合渦輪發(fā)動機l工作，因而關(guān)閉渦輪發(fā)動機l，起動固體(或液體)火箭發(fā)動機3，將 飛行器推至高空；返回過程中，飛行器可先做無動力滑翔，至轉(zhuǎn)接高度及近地飛行時，可以 再重新起動渦輪發(fā)動機1，做有動力機動飛行；飛行器返回地面后，鑒于嵌套結(jié)構(gòu)的特點， 可以方便的更換火箭發(fā)動機3和火箭發(fā)動機可調(diào)尾噴管9，達到快速重復(fù)使用的要求。
權(quán)利要求
1、 渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機，由渦輪發(fā)動機(1)和火箭發(fā)動機(3)組成，其特征在于， 渦輪發(fā)動機(1)的軸為中空軸，軸前端為錐形的渦輪發(fā)動機進氣錐(2)，火箭發(fā)動機(3) 內(nèi)嵌于渦輪發(fā)動機進氣錐(2)和中空軸內(nèi)，導(dǎo)流葉柵(4)位于渦輪發(fā)動機進氣錐(2)的后 端；壓縮系統(tǒng)(5)的輪盤采用鍵或軸承連接的方式固定于軸上，壓縮系統(tǒng)(5)的前后采用 篦齒式或刷式密封；渦輪轉(zhuǎn)子(7)采用螺栓或軸承連接的方式固定于軸上，其進出口及內(nèi)側(cè) 采用刷式密封；渦輪發(fā)動機燃燒室(6)位于壓縮系統(tǒng)(5)和渦輪轉(zhuǎn)子(7)之間；閉合的火 箭發(fā)動機可調(diào)尾噴管(9)和渦輪發(fā)動機的外部殼體共同構(gòu)成渦輪發(fā)動機尾噴管(8)，支板(10) 通過鉚接或焊接或螺栓或螺釘或銷釘與渦輪發(fā)動機進氣錐(2)相連接。
2、 如權(quán)利要求1所述的渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機，其特征在于，所述的火箭發(fā)動機G) 為固體火箭發(fā)動機或液體火箭發(fā)動機。
3、 如權(quán)利要求l所述的渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機，其特征在于，所述的壓縮系統(tǒng)(5)為 軸流式壓氣機或離心式壓氣機或旋轉(zhuǎn)沖壓壓縮轉(zhuǎn)子。
全文摘要
本發(fā)明的渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機涉及一種由渦輪發(fā)動機和火箭發(fā)動機組合的推進系統(tǒng)，其集渦輪發(fā)動機和火箭發(fā)動機最好的工作狀態(tài)于一個發(fā)動機循環(huán)中，在現(xiàn)有組合發(fā)動機的基礎(chǔ)上，提出一種渦輪發(fā)動機采用中空軸、火箭發(fā)動機內(nèi)嵌于渦輪發(fā)動機的進氣錐和中空軸內(nèi)的新型結(jié)構(gòu)發(fā)動機，有效地利用了渦輪發(fā)動機的內(nèi)部空間。本發(fā)明的有益效果是此種新型的渦輪-火箭內(nèi)嵌式發(fā)動機具有結(jié)構(gòu)更緊湊、拆裝方便、易于維護、可靠性高、推力大、射程遠、結(jié)構(gòu)簡單、重量輕、殘余物排量少的優(yōu)點。
文檔編號F02K7/00GK101144441SQ200710157309
公開日2008年3月19日 申請日期2007年9月28日 優(yōu)先權(quán)日2007年9月28日
發(fā)明者嚴紅明, 洋 于, 鵬 孫, 鐘兢軍, 韓吉昂 申請人:大連海事大學(xué)