一种固态燃料火箭组合冲压发动机的制作方法

一种固态燃料火箭组合冲压发动机
【技术领域】
1.本发明涉及飞行器动力技术领域，具体地说，涉及一种固态燃料火箭组合冲压发动机。


背景技术：

2.目前二级入轨空天飞行器发动机及火箭基组合循环(rbcc)单级入轨空天飞行器发动机的燃料多使用液体碳氢燃料、液氢、含金属颗粒凝胶燃料，这三种燃料体系分别存在如下问题：碳氢燃料燃料能量密度低，增加了飞行器体积；主动热防护过程中燃料受热容易积碳结胶，堵塞管路，缩短了飞行时间；低温情况下燃料供应困难。液氢燃料体积较大，增大了飞行器体积成本较高，增加了武器系统成本。含金属颗粒凝胶燃料添加了防沉降剂，导致燃料粘度增大，喷注过程中燃料拉丝现象严重，雾化效果大减，使凝胶组分燃烧效率降低；金属颗粒被凝胶组分包裹，无法与冲压来流直接接触，造成金属颗粒点火失败或低效燃烧；金属颗粒为固态，需要吸热块状固态为液态后才能快速反应，吸热块状固态过程较长，无法在极短时间的冲压燃烧过程中高效燃烧；低温情况下也存在燃料供应困难等问题。因此为了使飞行器缩小体积，兼顾冲压模态及火箭模态高密度比冲、同时尽可能拓宽冲压模态飞行速域，提供一种具有更高能量密度和更长工作时间的固态燃料火箭组合冲压发动机具有重要意义。


技术实现要素：

3.本发明的目的是针对现有技术中的不足，提供一种固态燃料火箭组合冲压发动机，减轻火箭组合发动机质量，减小体积，节省燃料和氧化剂，提高燃烧效率和废热利用率。
4.为实现上述目的，本发明采取的技术方案是：一种固态燃料火箭组合冲压发动机，其特征在于，包括外壳1，所述外壳1内设置固态燃料储箱21和氧化剂储箱22，所述固态燃料储箱21放置于换热器3内，所述固态燃料储箱21内装有固态燃料211，所述固态燃料 211包括常温块状固态金属或者常温固态非金属含能材料，所述氧化剂储箱22内装有氧化剂，所述外壳1内还设置氧化剂供应管道4、燃料供应管道5、喷注器6、冲压流道8、冷却通道9，所述冲压流道8内设置火箭发动机10，用于为火箭模态下的组合冲压发动机提供动力。
5.进一步的，
6.所述常温块状固态金属为铝、镁、铁、锆、硼中的一种或多种组合。
7.进一步的，
8.所述常温固态非金属含能材料为石蜡。
9.进一步的，
10.所述固态燃料储箱21出口连接所述燃料供应管道5，所述燃料供应管道5包括第一供应管道51和第二供应管道52，用于供应固态燃料211，所述第一供应管道51连接冲压流道8，所述第二供应管道52延伸至冲压流道8中，与所述火箭发动机10连接。
11.进一步的，
12.所述第一供应管道51和第二供应管道52上设置有燃料阀门71，用于打开或关闭燃料供应管道51。
13.进一步的，
14.所述氧化剂储箱22连接所述氧化剂供应管道4，所述氧化剂供应管道4延伸至冲压流道8中连接所述火箭发动机10。
15.进一步的，
16.所述氧化剂供应管道4上设置有氧化剂阀门72，用于打开或关闭氧化剂供应管道4。
17.进一步的，
18.所述冷却通道9设置于所述冲压流道8的壁面，所述冷却通道9内充满冷却剂，所述冷却通道9与所述换热器3的出口和入口连接，所述冷却剂流经所述换热器3。
19.进一步的，
20.所述喷注器6与冲压流道8一侧的冷却通道9连接且延伸入冲压流道8内部，所述喷注器6通过液体喷注的形式喷注固态燃料211。
21.本发明还提供了一种固态燃料火箭组合冲压发动机，包括权利要求1～9所述的固态燃料火箭组合冲压发动机的结构，外壳1内还包括液态燃料储箱23，所述液态燃料储箱23与火箭发动机10连接，用于为单级入轨的火箭组合冲压发动机的启动提供动力。
22.本发明实现的有益效果在于：1)固态燃料液化后可以与氧化剂高效反应，使飞行器在火箭模态下的密度比冲增大；2)本发明使用固态燃料，其燃烧产物沸点高，可以提高冲压发动机的净推力，且块状固态燃料增加了燃料的体积热值和传热能力，火焰稳定性更高，提高了燃料的能量密度；3)在冲压模态下，通过使用金属块及石蜡为燃料，其在达到自身点火温度时，与空气接触后可以直接参与燃烧，减轻了燃烧室的结构质量；4)通过喷注器液体喷注液态燃料的形式，节省了燃料的升温时间及点或延迟时间；5)通过冷却循环使块状固态燃料液化，利用飞行过程中和空气摩擦热量及燃烧产物的高热量，提高废热的利用率；
【附图说明】
23.为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本说明书各实施例中涉及的技术方案对应附图加以简单说明，显而易见的，本说明书中所描述的附图仅仅是本发明的一些可能的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出任何创造性劳动的基础上，可以依据以下附图获得与本发明技术方案相同或相似的其他附图。
24.附图1是本发明的固态燃料火箭组合冲压发动机在一实施例中的结构示意图；
25.附图2是本发明的固态燃料火箭组合冲压发动机在另一个实施例中的结构示意图；
26.附图中涉及的附图标记和组成部分如下所示：
27.1.外壳，2.储箱，21.固态燃料储箱，211.固态燃料，22.氧化剂储箱，23.液态燃料储箱，3.换热器，4.氧化剂供应管道，5.燃料供应管道，51.第一燃料供应管道，52.第二燃料供应管道，6.喷注器，7.阀门，71.燃料阀门，72.氧化剂阀门，8.冲压流道，9.冷却通道，10.火箭发动机
【具体实施方式】
28.下面将结合附图及具体实施例，对本发明所描述的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，本说明书中所描述的实施例仅是本发明的一部分可行技术方案，本领域普通技术人员基于本发明的实施例，在没有付出任何创造性劳动的基础上得到的其他实施例，应当视为属于本发明保护的范围。
29.需要说明的是，本发明实施例中所使用的“第一”“第二”等描述仅仅用于描述目的，不应当理解为其指示或隐含指示所限定的技术特征的数量，由此，本说明书各实施例中限定有“第一”“第二”的特征可以表明包括至少一个该被限定的技术特征。
30.在本技术的描述中，需要理解的是，属于“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所述的方位或位置，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、一特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。
31.本发明的一种固态燃料火箭组合冲压发动机，是对现有的冲压发动机的结构以及燃料体系进行改进，使其具有更长的工作时间，在没有冲压空气的环境下继续燃烧，且具有更高的能量密度和燃烧效率，还提高了废热利用率，减轻飞行器质量，缩小飞行器体积。下面对适用于二级入轨的火箭组合冲压发动机的结构进行具体描述，火箭组合冲压发动机结构包括发动机外壳1，所述外壳1内设置固态燃料储箱21和氧化剂储箱22，所述固态燃料储箱21内装有固态燃料211，所述固态燃料211可以为常温块状固态金属和常温固态非金属含能材料，常温块状固态金属的种类包括但不限于铝、镁、铁、锆、硼等任一种或任意几种的组合，所述常温固态非金属含能材料的种类包括但不限于石蜡，所述氧化剂储箱22 内装有氧化剂，所述氧化剂的种类包括但不限于气氧、液氧、氧化二氮、四氧化二氮、二氧化碳等任一种或任意几种的组合。所述组合火箭发动机的结构还包括换热器3、氧化剂供应管道4、燃料供应管道5、喷注器6、冲压流道8、冷却通道9，所述冲压流道8内设置一个火箭发动机10，所述固态燃料储箱21出口连接所述燃料供应管道5，所述燃料供应管道 5包括第一供应管道51和第二供应管道52，所述第一供应管道51连接所述冲压流道8，所述第二供应管道52延伸至冲压流道8中，与所述火箭发动机10连接，所述燃料供应管道5 都用于供应固态燃料211，所述第一供应管道51和第二供应管道52上设置有燃料阀门71，用于打开或关闭燃料供应管道51。所述氧化剂储箱22连接所述氧化剂供应管道4，所述氧化剂供应管道4延伸至冲压流道8中连接所述火箭发动机10，所述氧化剂供应管道4上设置有氧化剂阀门72，用于打开或关闭氧化剂供应管道4。所述冷却通道9设置于所述冲压流道8的壁面上，且与换热器3的出口和入口处相连形成一个冷却剂的闭式循环，所述冷却通道9内充满冷却剂，所述冷却通道9内的冷却剂的种类包括但不限于高压气体(例如二氧化碳、氦气)、液体(例如水)、固体(例如钠、钾)等任一种或任意几种的组合，所述喷注器6与冲压流道8一侧的冷却通道9连接且延伸入冲压流道8内部，所述喷注器6 的形式包括但不限于直流式、多股碰撞式、离心式。适用于单级入轨的火箭组合冲压发动机包括适用于二级入轨的火箭组合发动机的结构，还包括一个液态燃料储箱23，所述液态燃料储箱23与所述火箭发动机10连接。
32.参阅附图1固态燃料火箭组合冲压发动机在一实施例中的结构示意图，在一个优选的实施例中，所述固态燃料储箱21中填充块状固态金属铝，在冲压模态下，打开第一供应管道51的阀门，关闭第二个供应管道52和氧化剂通道4的阀门，所述适用于二级入轨的火箭
组合冲压发动机的工作原理如下：所述火箭组合冲压发动机被火箭高速助推，冲压空气进入冲压流道8中经压缩升温后，气动摩擦生热，将一部分热量传递给冷却通道9，对冷却通道9中的冷却剂进行加热，使所述冷却剂达到高温后，流动至所述换热器3中对固态燃料储箱21中的块状固态金属铝进行持续换热，所述块状固态金属铝被高温冷却剂加热后融化为液态金属铝，冷却剂从所述换热器3中流出沿冷却通道-换热器-冷却通道的回路进行闭式循环，所述冷却剂在冷却通道9内吸热，降低所述冲压流道8壁面温度，在所述换热器3内放热，使得金属铝块熔融，通过所述喷注器6喷注进冲压流道8中与冲压空气进行燃烧释放出热量，为火箭组合冲压发动机提供动力。飞行器持续加速，进入太空环境后，此时没有冲压空气作为氧化剂，只能使用飞行器自带的氧化剂，即在火箭模态下，打开第二供应管道52和氧化剂通道4的阀门，关闭第一供应管道51的燃料阀门71，使得高温液态金属铝与氧化剂同时进入火箭发动机10中进行燃烧，产生高温燃气向后喷出产生推力，使得火箭组合发动机能够在没有冲压空气仍可以持续工作，工作更长时间。
33.参阅附图2固态燃料火箭组合冲压发动机在另一实施例中的结构示意图，在另一个实施例中，所述火箭组合冲压发动机还可以适用于单级入轨飞行器，即所述外壳1内还包括液态燃料储箱23，所述液态燃料储箱23内放置常温液态燃料，所述液态燃料储箱23与所述火箭发动机10连接。下面对所述组合发动机的工作过程进行描述，在启动阶段，液体燃料储箱23和氧化剂储箱22将常温液体燃料及氧化剂输送进火箭发动机10中点火燃烧产生高温燃气及推力，飞行器从零速启动，高温燃气推动飞行器不断加速飞行，还对冲压流道8 壁面进行加热，将一部分热量传递给冷却通道9，对冷却通道9中的冷却剂进行加热，使所述冷却剂达到高温后，流动至所述换热器3中对固态燃料储箱21中的块状固态金属铝进行持续换热，所述块状固态金属铝被高温冷却剂加热后融化为液态金属铝，冷却剂从所述换热器3中流出后沿冷却通道-换热器-冷却通道的回路进行闭式循环，所述冷却剂在冷却通道9内吸热，降低所述冲压流道8壁面温度，在所述换热器3内放热，使得金属铝块熔融，在冲压模态下，打开第一供应管道51的阀门，关闭第二个供应管道52和氧化剂通道4的阀门，所述高温液态金属铝通过所述喷注器6喷注进冲压流道8中与冲压空气进行燃烧释放出热量产生推力，飞行器持续加速，进入太空环境后，此时没有冲压空气作为氧化剂，只能使用飞行器自带的氧化剂，即在火箭模态下，打开第二供应管道52和氧化剂通道4的阀门，关闭第一供应管道51阀门，使得高温液态金属铝与氧化剂同时进入火箭发动机10 中进行燃烧，产生高温燃气向后喷出产生推力，使得火箭组合发动机能够在没有冲压空气仍可以持续工作，工作更长时间。
34.以上所述仅是本发明的优选实施方式，但其并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用，它完全可以被适用于各种适合本发明的领域，对于本技术领域的普通技术人员，在不脱离本发明方法的前提下，还可以做出若干改进和补充，这些改进和补充也应视为本发明的保护范围。