阅读说明：本技术 基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机 (Compact layout type solid rocket gas scramjet engine based on axial symmetry ) 是由 余晓京 柴泽新 高勇刚 刘洋 于 2019-08-15 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机,包括同轴连接且相连通的进气道和燃烧室,进气道和燃烧室组成了发动机壳体,发动机壳体两端均敞口；燃烧室的前段壳体上开设有燃料入口。在燃烧室的前段壳体外侧绕其一周设置有燃气发生器,燃气发生器由前到后依次包括相连接且连通的中空的第一柱状体、收敛段、第二柱状体和扩张段,均为双层壳体结构,形成封闭的腔室；扩张段后端的内壳的环向一周朝向中轴线处凸起；在扩张段的凸起上开设有燃料喷注口,用于朝向燃烧室内喷注燃料。该冲压发动机将燃气发生器置于燃烧室前段的外壁上,进气道不再因燃气发生器的放入而有最小尺寸限制,可以减少进气道长度。(The invention discloses a compact layout type solid rocket gas scramjet engine based on axial symmetry, which comprises an air inlet channel and a combustion chamber which are coaxially connected and communicated, wherein the air inlet channel and the combustion chamber form an engine shell, and two ends of the engine shell are both open; a fuel inlet is arranged on the front section shell of the combustion chamber. The outer side of the front section shell of the combustion chamber is provided with a fuel gas generator around the outer side of the front section shell of the combustion chamber, the fuel gas generator sequentially comprises a first hollow cylindrical body, a convergence section, a second cylindrical body and an expansion section which are connected and communicated from front to back, and the first cylindrical body, the convergence section, the second cylindrical body and the expansion section are all of double-layer shell structures to form a closed chamber; the inner shell at the rear end of the expansion section annularly protrudes towards the central axis in a circle; and a fuel injection port is formed on the bulge of the expansion section and used for injecting fuel towards the combustion chamber. The ramjet engine arranges the gas generator on the outer wall of the front section of the combustion chamber, the air inlet channel is not limited by the minimum size due to the arrangement of the gas generator, and the length of the air inlet channel can be reduced.)

基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机

技术领域

本发明属于航天科学技术领域，具体涉及一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机。

背景技术

固体火箭燃气超燃冲压发动机是利用燃气发生器产生的富燃燃气与空气掺混燃烧产生高温燃气，经喷管膨胀作用产生推力，原理图如图1所示。其相比于液体超燃冲压发动机具有结构简单、成本低、作战反应时间短、机动性与安全性好、贮存时间长等优势，相比于固体燃料超燃冲压发动机具有流量易于调节、不存在点火及火焰稳定问题、燃烧室工作过程受来流参数影响小、工作时间长等优势，因此固体火箭燃气超燃冲压发动机具有良好的应用前景[1-3]。

目前国内外对于固体火箭燃气超燃冲压发动机的研究尚处于初级阶段，国内的吕仲设计了头部与侧向进气两种方案，通过数值模拟与实验研究验证了固体火箭燃气超燃冲压发动机的可行性[1]；刘仔、陈林泉等人开展了固体火箭燃气超燃冲压发动机补燃室构型的影响分析，针对纯气相的燃烧产物，分析了补燃室长度以及扩张角度对于补燃室性能的影响[3]；李轩、马利锋等开展了固体火箭燃气超燃冲压发动机性能模拟研究，针对纯气相的燃烧产物，分别研究了凹腔以及扰流装置两种混合增强方式对于发动机补燃室的掺混燃烧性能的影响[4]。在炮射增程导弹中需要使用固体火箭燃气超燃冲压发动机进一步增加其射程，然而该导弹对弹径与弹长有严格要求，若采用将燃气发生器放置在进气道头锥内，会增加进气道长度，在小弹径下，来流空气较难以高马赫数进入燃烧室。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机，将燃气发生器置于燃烧室前段的外壁上，进气道不再因燃气发生器的放入而有最小尺寸限制，可以减少进气道长度。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机，包括同轴连接且相连通的进气道和燃烧室，进气道和燃烧室组成了发动机壳体，发动机壳体两端均敞口；进气道的开口端为来流空气的入口；燃烧室的前段壳体上开设有燃料入口。

在燃烧室的前段壳体外侧绕其一周设置有燃气发生器，燃气发生器由前到后依次包括相连接且连通的中空的第一柱状体、收敛段、第二柱状体和扩张段，第一柱状体、收敛段、第二柱状体和扩张段均为双层壳体结构，形成封闭的腔室，位于第一柱状体段的腔室内用于放置推进剂；扩张段后端的内壳的环向一周朝向中轴线处凸起，用于将沿轴向方向的燃气转为沿径向方向；在扩张段的凸起上开设有燃料喷注口，燃料喷注口的位置与燃料入口的位置相对应，用于朝向燃烧室内喷注燃料。

进一步地，在进气道内、且沿其轴向设置有进气道头锥，进气道头锥的前端位于进气道开口端外，后端与进气道后端相平齐；进气道壳体内壁与进气道头锥间形成环向的来流空气流道；进气道头锥的前段为锥状体，后段为柱状体；锥状体由前到后，壁面光滑延展，与柱状体间光滑过渡连接。

进一步地，在进气道内、且位于进气道头锥的柱状体段的位置设置有多个轴向的进气道支板，多个绕进气道的一周间隔设置，将进气道分割为多个独立的流道，各流道的出口均与燃烧室相连通。

进一步地，燃烧室的后端连接有喷管。

本发明还公开了一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机的使用方法，使用上述的一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机，该使用方法如下：高马赫数来流空气沿轴向方向，贴于进气道头锥的壁面进入进气道，在进气道支板的前端，分别进入多个独立的流道，由流道出口以超声速进入燃烧室内，流经环形燃气发生器所在的位置；环形燃气发生器内的一次富燃燃气由第一柱状体的壳体依次流入收敛段和第二柱状体壳体内，由环形的燃料喷注口将一次富燃燃气环形喷出，由对应的燃料入口环形径向喷入燃烧室内，与空气发生碰撞，燃烧，随后超声速燃气经喷管膨胀做功，产生推力。

本发明一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机具有如下优点：1.将燃气发生器置于燃烧室前段的外壁上，不必放置在进气道内，进气道不再因燃气发生器的放入而有最小尺寸限制，少了对进气道尺寸的限制，可以减少进气道长度。2.一次燃气沿燃烧室的径向喷入，而来流空气沿轴向流入，这样一次燃气与空气发生碰撞，增大两者的掺混程度并且减缓来流空气的轴向流速，使得一次燃气在燃烧室的驻留时间增大，有利于增大一次富燃燃气的燃烧时间，更大程度的释放能量，进而提高发动机性能。

附图说明

图1是本发明一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机的结构示意图。

图2是本发明中燃气发生器的结构示意图。

其中：1.进气道头锥；2.进气道；2-1.第一柱状体；2-2.收敛段；2-3.第二柱状体；2-4.燃料喷注口；2-5.扩张段；3.进气道支板；4.燃气发生器；5.发动机壳体；6.燃烧室；7.喷管。

具体实施方式

本发明一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机，如图1和2所示，包括同轴连接且相连通的进气道2和燃烧室6，进气道2和燃烧室6组成了发动机壳体5，发动机壳体5的两端均敞口；进气道2的开口端为来流空气的入口；燃烧室6的前段壳体上开设有燃料入口；在燃烧室 6的前段壳体外侧绕其一周设置有燃气发生器4，燃气发生器4由前到后依次包括相连接且连通的中空的第一柱状体2-1、收敛段2-2、第二柱状体2-3 和扩张段2-5，第一柱状体2-1、收敛段2-2、第二柱状体2-3和扩张段2-5 均为双层壳体结构，形成封闭的腔室，位于第一柱状体2-1段的腔室内用于放置推进剂；扩张段2-5后端的内壳的环向一周朝向中轴线处凸起，用于将沿轴向方向的燃气转为沿径向方向；在扩张段2-5的凸起上开设有燃料喷注口2-4，燃料喷注口2-4的位置与燃料入口的位置相对应，用于朝向燃烧室2 内喷注燃料。燃烧室2的后端连接有喷管7。燃料燃烧后，混合气体由喷管 7的后端喷出。

本实施例中，上述燃料入口和燃料喷注口2-4均为环形，绕对应的燃烧室6和扩张段2-5凸起的一周设置。燃料入口和燃料喷注口2-4也可以设置为其他的形状，标准为两者之间位置相对应，大小相匹配，以实现燃料的喷注。扩张段2-5凸起的设置，使燃气由轴向变为径向，其相当于一个拉法尔喷管，燃气由第一柱状体2-1内产生，经收敛段2-2和第二圆柱体2-3腔体，被降温降压、增速，在燃料喷注口2-4处变为超声速气流。

为了使气流进入进气道2内，在进气道2内、且沿其轴向设置有进气道头锥1，进气道头锥1的前端位于进气道2开口端外，后端与进气道2后端相平齐；进气道2壳体内壁与进气道头锥1间形成环向的来流空气流道；进气道头锥1的前段为锥状体，后段为柱状体；锥状体由前到后，壁面光滑延展，与柱状体间光滑过渡连接。

在进气道2内、且位于进气道头锥1的柱状体段的位置设置有多个轴向的进气道支板3，多个绕进气道2的一周间隔设置，将进气道2分割为多个独立的流道，各流道的出口均与燃烧室2相连通。进气道支板3的前段为尖劈状，后段为等直段，其上下壁面分别与进气道2壁面和进气道头锥1的柱状体段的壁面相连接。

一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机的使用方法，使用上述的一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机，该使用方法如下：高马赫数来流空气沿轴向方向，贴于进气道头锥1的壁面进入进气道2，在进气道支板3的前端，分别进入多个独立的流道，由流道出口以超声速进入燃烧室2内，流经环形燃气发生器4所在的位置；环形燃气发生器4内的一次富燃燃气由第一柱状体2-1的壳体依次流入收敛段2-2、第二柱状体2-3和扩张段2-5的壳体内，在扩张段5的后端，沿轴向流动的燃气变为沿径向流动，由环形的燃料喷注口2-4将一次富燃燃气环形喷出，由对应的燃料入口环形径向喷入燃烧室6内，与空气发生碰撞，燃烧，随后超声速燃气经喷管7膨胀做功，产生推力。来流在5马赫数以上为高马赫数。

飞行器在工作Ma>5时，超燃冲压发动机以较低的总压和能量损失成为最具有应用前景的高超声速飞行推进装置。当采用设置有进气道头锥1的结构的进气道进气时，在飞行马赫数为6Ma，高度25Km，进气道捕获半径 100mm，进气道头锥半1锥角为15°，发动机总长1400mm时，比冲可以达到248.7N·s/Kg。而采用本发明中的环向进气方式时，燃气发生器4布于燃烧室6外侧，使得进气道头锥1得以缩短，设计该实验发动机，进气道捕获半径100mm，进气道头锥半锥角为15°，发动机总长1000mm。开展飞行实验，发动机在飞行高度25Km，飞行马赫数6Ma数时点火，可正常工作。本发明中的发动机的总长变短。

本发明中的超燃冲压发动机，燃气发生器置于燃烧室前段的外壁上，不必放置在进气道内，进气道不再因燃气发生器的放入而有最小尺寸限制，少了对进气道尺寸的限制，可以减少进气道长度。对进气道2长度无限制，有利于进气道2的尺寸与构型设计，也使得整体布局更为紧凑。环形燃气发生器4中的一次燃气为环向进气方式，使一次燃气沿燃烧室6的径向喷入，而来流空气沿轴向流入，这样一次燃气与空气发生碰撞，增大两者的掺混程度并且减缓来流空气的轴向流速，使得一次燃气在燃烧室6的驻留时间增大，有利于增大一次富燃燃气的燃烧时间，更大程度的释放能量，进而提高发动机性能。