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1、10申请公布号CN104110325A43申请公布日20141022CN104110325A21申请号201410369771822申请日20140730F02K7/0020060171申请人清华大学地址100084北京市海淀区清华园72发明人谢峤峰王兵74专利代理机构北京五洲洋和知识产权代理事务所普通合伙11387代理人张向琨54发明名称组合循环发动机57摘要本发明提供了一种组合循环发动机，包括外壳；固定导向柱；连续旋转爆震发动机，作为引射装置。外壳设置有空气入口、超声速喷口。固定导向柱设置有燃料入口、氧化剂入口。连续旋转爆震发动机包括中心锥体、燃料收集管、多个燃料输送通道、燃料进管、多个燃。
2、料喷口、环体。中心锥体具有前体、后体。壳体围绕整个后体及部分前体的外表面固定设置并与整个后体及部分前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，外壳内的位于壳体与中心锥体的后体后方的空间形成第二燃烧室，第一燃烧室经由出口连通于第二燃烧室，第二燃烧室连通空气入口。由此能够提高引射装置的引射效率、简化引射装置的结构。51INTCL权利要求书2页说明书4页附图3页19中华人民共和国国家知识产权局12发明专利申请权利要求书2页说明书4页附图3页10申请公布号CN104110325ACN104110325A1/2页21一种组合循环发动机，其特征在于，包括外壳1,设置有空气入口11。
3、，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；固定导向柱2，设置有燃料入口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；以及氧化剂入口22，设置于固定导向柱2的外侧表面上，连通外部的氧化剂供给装置；连续旋转爆震发动机3，作为引射装置，包括中心锥体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，呈实心圆柱体，且与前体311成为一体；壳体32，围绕整个后体312及部分前体311的外表面固定设置并与整个后体312及部分前体311的外表面围成轴向延伸的第一燃烧室4，第一燃烧室4在轴向上的末端为出口5，。
4、外壳1内的位于壳体32与中心锥体31的后体312后方的空间形成第二燃烧室6，第一燃烧室4经由出口5连通于第二燃烧室6，第二燃烧室6连通空气入口11；燃料收集管33，设置在中心锥体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，连通燃料入口21，收集由燃料入口21输入的燃料；多个燃料输送通道34，设置在中心锥体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内部且周向分布、径向延伸，各燃料输送通道34的一端连通燃料收集管33；燃料进管35，设置在中心锥体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，呈环形。
5、，与所述多个输送通道34的另一端均连通，接收经由所述多个燃料输送通道34输入的燃料；多个燃料喷口36，周向均匀分布在中心锥体31的前体311和后体312之间且开口于中心锥体31的前体311和后体312的外表面上并径向延伸，各燃料喷口36连通燃料进管35和第一燃烧室4；以及环体37，围绕中心锥体31的前体311的后部设置且固定连接在固定导向柱2和壳体32之间，以与中心锥体31的前体311的后部的外表面形成将氧化剂入口22和第一燃烧室4连通的氧化剂喷口7，并使氧化剂喷口7及第一燃烧室4与经由外壳1与中心锥体31之间所形成的环形的空气入口11供入到外壳1内的空气流分开，且环体37与中心锥体31的前体。
6、311的后部一起形成位于氧化剂入口22和氧化剂喷口7之间的氧化剂收容凹部8，氧化剂收容凹部8用于收容由氧化剂入口22输入的氧化剂并向氧化剂喷口7输出所收容的氧化剂。2根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，超声速喷口12呈喇叭形。3根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，前体311的外形呈锥形。4根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，所述多个燃料输送通道34为四个且相邻燃料输送通道34之间的夹角为90度。权利要求书CN104110325A2/2页35根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，环体37的内表面为变截面，且氧化剂喷口7沿轴向朝向第二燃烧室6的方向由宽。
7、变窄。6根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，固定导向柱2呈梭形。7根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，中心锥体31的后体312与前体311通过焊接成为一体。权利要求书CN104110325A1/4页4组合循环发动机技术领域0001本发明涉及一种发动机，尤其涉及一种组合循环发动机。背景技术0002近些年来,组合循环发动机的概念越来越多的浮现在人们面前。由于组合循环发动机能充分发挥多种发动机各自所具备的性能优势。在当前世界所开展的对组合循环发动机的研究中，比较热门的组合形式主要以火箭冲压组合循环发动机和涡轮冲压组合循环发动机为主。然而在实际工程使用过程中，涡轮冲压组合循环发。
8、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循环发动机，由于使用连续旋转爆震发动机作为引射装置，从而提高了组合循环发动机的热力学效率。0004本发明的另一目的在于提供一种组合循环发动机，其能提高引射装置的引射效率。0005本发明的再一目的在于提供一种组合循环发动机，其能简化引射装置的结构。0006本发明的又一目的在于提供一种组合循环发动机，其能提高动力系统的经济性能。0007为了实现上述目的，本发明提供了一种组合循。
9、环发动机，其包括外壳；固定导向柱；以及连续旋转爆震发动机，作为引射装置。外壳设置有空气入口，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。固定导向柱设置有燃料入口，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；以及氧化剂入口，设置于固定导向柱的外侧表面上，连通外部的氧化剂供给装置。连续旋转爆震发动机包括中心锥体、燃料收集管、多个燃料输送通道、燃料进管、多个燃料喷口、以及环体。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，呈实心圆柱体，且与前体成为一体。壳体围绕整个后体及部分前体的外表面固定设置并与整个后体及部分前体的外表面围。
10、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，外壳内的位于壳体与中心锥体的后体后方的空间形成第二燃烧室，第一燃烧室经由出口连通于第二燃烧室，第二燃烧室连通空气入口。燃料收集管设置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，连通燃料入口，收集由燃料入口输入的燃料。所述多个燃料输送通道设置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且周向分布、径向延伸，各燃料输送通道的一端连通燃料收集管。燃料进管设置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，呈环形，与所述多个输送通道的另一端均连通，接收经由所述多个燃料输送通道输入的燃料。所述多个燃料喷口周向均匀。
11、分布在中心锥体的前体和后体之间且开口于中心锥体的前体和后体的外表面上并径向延伸，各燃料喷口连通说明书CN104110325A2/4页5燃料进管和第一燃烧室。环体围绕中心锥体的前体的后部设置且固定连接在固定导向柱和壳体之间，以与中心的前体的后部的外表面形成将氧化剂入口和第一燃烧室连通的氧化剂喷口，并使氧化剂喷口及第一燃烧室与经由外壳与中心锥体之间所形成的环形的空气入口供入到外壳内的空气流分开，且环体与中心锥体的前体的后部一起形成位于氧化剂入口和氧化剂喷口之间的氧化剂收容凹部，氧化剂收容凹部用于收容由氧化剂入口输入的氧化剂并向氧化剂喷口输出所收容的氧化剂。0008本发明的有益效果如下00091采用。
12、连续旋转爆震发动机作为引射装置，突破以往常规发动机的燃烧室的等压燃烧过程，改用等容燃烧过程，从而显著提高了热力学效率、显著提高了燃烧室的燃烧效率及空间燃烧利用率；00102连续旋转爆震发动机的环形的第一燃烧室可以产生高速燃气且燃气沿周向及轴向快速喷出，高速喷出的燃气有利于卷吸从空气入口进入的空气流，在第二燃烧室中进行二次混合，并且燃烧膨胀排出，从而提高组合循环发动机在引射工作模态的推力、提高引射工作模态时作为引射装置的引射效率；00113基于连续旋转爆震的第一燃烧室的出口的流场速度可高达千米每秒，从而省去了超音速喷口等结构，大大简化了引射装置的结构；00124由于爆震燃烧能在很小的区域进行，大。
13、大减少了燃烧室的长度，并减小了组合循环发动机的长度，从而增加最终动力系统产品的机动性能，提高其动力系统的经济性能；00135能够大幅提高航天推进系统经济性与高效性，同时能很大程度推进下一代空天单级入轨飞行器动力系统的发展。附图说明0014图1为根据本发明的组合循环发动机的立体正视图；0015图2为图1的轴向剖视图；0016图3为图1的组合循环发动机的连续旋转爆震发动机的径向剖视图。0017其中，附图标记说明如下00181外壳33燃料收集管001911空气入口34燃料输送通道002012超声速喷口35燃料进管00212固定导向柱36燃料喷口002221燃料入口37环体002322氧化剂入口4第一。
14、燃烧室00243连续旋转爆震发动机5出口002531中心锥体6第二燃烧室0026311前体7氧化剂喷口0027312后体8氧化剂收容凹部002832壳体说明书CN104110325A3/4页6具体实施方式0029下面参照附图来详细说明根据本发明的组合循环发动机。0030参照图1至图3，根据本发明的组合循环发动机包括外壳1；固定导向柱2；以及连续旋转爆震发动机3，作为引射装置。0031外壳1设置有空气入口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。0032固定导向柱2设置有燃料入口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未示出；以及。
15、氧化剂入口22，设置于固定导向柱2的外侧表面上，连通外部的氧化剂供给装置未示出。0033连续旋转爆震发动机3包括中心锥体31、燃料收集管33、多个燃料输送通道34、燃料进管35、多个燃料喷口36、以及环体37。0034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，呈实心圆柱体，且与前体311成为一体。0035壳体32围绕整个后体312及部分前体311的外表面固定设置并与整个后体312及部分前体311的外表面围成轴向延伸的第一燃烧室4，第一燃烧室4在轴向上的末端为出口5，外壳1内的位于壳体32与中心锥体31的后体312后方的空间形成第二燃烧。
16、室6，第一燃烧室4经由出口5连通于第二燃烧室6，第二燃烧室6连通空气入口11。0036燃料收集管33设置在中心锥体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，连通燃料入口21，收集由燃料入口21输入的燃料。0037所述多个燃料输送通道34设置在中心锥体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内部且周向分布、径向延伸，各燃料输送通道34的一端连通燃料收集管33。0038燃料进管35设置在中心锥体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，呈环形，与所述多个输送通道34的另一端均连通，接收经由。
17、所述多个燃料输送通道34输入的燃料。0039所述多个燃料喷口36周向均匀分布在中心锥体31的前体311和后体312之间且开口于中心锥体31的前体311和后体312的外表面上并径向延伸，各燃料喷口36连通燃料进管35和第一燃烧室4。0040环体37围绕中心锥体31的前体311的后部设置且固定连接在固定导向柱2和壳体32之间，以与中心锥体31的前体311的后部的外表面形成将氧化剂入口22和第一燃烧室4连通的氧化剂喷口7，并使氧化剂喷口7及第一燃烧室4与经由外壳1与中心锥体31之间所形成的环形的空气入口11供入到外壳1内的空气流分开，且环体37与中心锥体31的前体311的后部一起形成位于氧化剂入口2。
18、2和氧化剂喷口7之间的氧化剂收容凹部8，氧化剂收容凹部8用于收容由氧化剂入口22输入的氧化剂并向氧化剂喷口7输出所收容的氧化剂。0041在根据本发明的组合循环发动机中，通过引入外部的氧化剂供给装置例如，氧化剂储存罐中的氧化剂进入第一燃烧室4，并与中心锥体31的前体311和后体312之间沿周向均匀分布的燃料喷口36喷出的燃油进行充分混合、从而在第一燃烧室4的前部形成爆震波，且爆震波以一定的速度沿着周向进行旋转爆震燃烧。爆震燃烧后产生的燃气气说明书CN104110325A4/4页7体燃烧产物通过膨胀沿着出口5高速排出，由于排出的高速燃气的强剪切作用而将外界的空气来流通过空气入口11吸入第二燃烧室6。
19、进行二次混合燃烧、膨胀加速并通过超声速喷口12向外排出产生推力。本发明的基于连续旋转爆震发动机3作为引射装置的组合循环发动机与其他使用普通火箭作为引射装置的组合循环发动机设计方案相比，具有以下优点00421采用连续旋转爆震发动机3作为引射装置，突破以往作为引射装置的常规发动机燃烧室的等压燃烧过程，改用等容燃烧过程，从而显著提高了热力学效率、显著提高了燃烧室的燃烧效率及空间燃烧利用率；00432连续旋转爆震发动机3的环形的第一燃烧室4可以产生高速燃气且燃气沿周向及轴向快速喷出，高速喷出的燃气有利于卷吸从空气入口11进入的空气流，在第二燃烧室6中进行二次混合，并且燃烧膨胀排出，从而提高组合循环发动。
20、机在引射工作模态的推力、提高引射工作模态时作为引射装置的引射效率；00443基于连续旋转爆震的第一燃烧室4的出口5的流场速度可高达千米每秒，从而省去了超音速喷口等结构，大大简化了引射装置的结构；00454爆震燃烧能在很小的区域进行，大大减少了燃烧室的长度，并减小了组合循环发动机的长度，从而增加最终动力系统产品的机动性能，提高其动力系统的经济性能；00465能够大幅提高航天推进系统经济性与高效性，同时能很大程度推进下一代空天单级入轨飞行器动力系统的发展。0047本发明的组合循环发动机能够应用于高超音速飞行器、单级入轨航天器等，且能够带来较高的性能潜力和经济潜力。0048在中心锥体31的一实施例中。
21、，后体312与前体311可通过焊接成为一体。0049在超声速喷口12的一实施例中，参照图1，超声速喷口12可呈喇叭形。在前体311的一实施例中，参照图1和图2，前体311的外形可呈锥形。0050在根据本发明的组合循环发动机的一实施例中，参照图3，所述多个燃料输送通道34为四个且相邻个燃料输送通道34之间的夹角为90度。0051在环体37的一实施例中，参照图1和图2，环体37的内表面可为变截面，且氧化剂喷口7沿轴向朝向第二燃烧室6的方向由宽变窄。0052在固定导向柱2的一实施例中，固定导向柱2可呈梭形。0053最后说明的是，根据本发明的组合循环发动机不仅可以应用于航天航空领域，而且可以适用于航海领域。说明书CN104110325A1/3页8图1说明书附图CN104110325A2/3页9图2说明书附图CN104110325A3/3页10图3说明书附图CN104110325A10。