专利摘要

专利摘要

本实用新型提供了一种组合循环发动机，其包括：超音速进气机构，具有与外部连通的沿轴向敞开的第一气体入口；连续旋转爆震发动机，固定连接于超音速进气机构的下游；以及涡轮喷气发动机，固定连接于超音速进气机构的下游。其中，连续旋转爆震发动机和涡轮喷气发动机均与超音速进气机构受控连通以经由第一气体入口受控引入外部气体而进行工作。本实用新型的组合循环发动机能够在工作包线范围内完成模态转换，为飞行器提供稳定推力，进而使飞行器在大气层内实现5.0马赫以上的高超声速飞行且能够水平起飞降落。此外，基于采用了连续旋转爆震技术，提高了发动机比冲，提高了燃烧的热效率，并改善了发动机的经济性和可靠性。

权利要求

1.一种组合循环发动机，其特征在于，包括：

超音速进气机构(1)，具有与外部连通的沿轴向敞开的第一气体入口(11)；

连续旋转爆震发动机(2)，固定连接于超音速进气机构(1)的下游；以及

涡轮喷气发动机(3)，固定连接于超音速进气机构(1)的下游；

其中，连续旋转爆震发动机(2)和涡轮喷气发动机(3)均与超音速进气机构(1)受控连通以经由第一气体入口(11)受控引入外部气体而进行工作。

2.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，超音速进气机构(1)包括：

第一壳体(12)；以及

中心体(13)，包括：

前体(131)，伸出于第一壳体(12)；

后体(132)，收容于第一壳体(12)内，后体(132)与前体(131)的交界部位与第一壳体(12)形成第一气体入口(11)，且在后体(132)的外壁面与第一壳体(12)之间形成有与第一气体入口(11)连通的进气流道(14)。

3.根据权利要求2所述的组合循环发动机，其特征在于，连续旋转爆震发动机(2)包括：

第二壳体(21)，固定连接于第一壳体(12)的轴向下游末端。

4.根据权利要求3所述的组合循环发动机，其特征在于，涡轮喷气发动机(3)包括：

第三壳体(31)，固定连接于超音速进气机构(1)的中心体(13)的后体(132)的轴向下游末端；

其中，第三壳体(31)的头部(311)伸入第二壳体(21)内，以在第三壳体(31)的头部(311)的外壁面与第二壳体(21)的内壁面之间形成连续旋转爆震发动机(2)的环形燃烧室(22)。

5.根据权利要求4所述的组合循环发动机，其特征在于，

连续旋转爆震发动机(2)具有：

第二气体入口(23)；以及

第二气体出口(24)，与环形燃烧室(22)连通以排出环形燃烧室(22)内燃烧后的废气；

涡轮喷气发动机(3)具有：

第三气体入口(32)；以及

第三气体出口(33)，设置于涡轮喷气发动机(3)的第三壳体(31)的尾部(312)，且与涡轮喷气发动机(3)的内部连通以排出涡轮喷气发动机(3)内部的气体；

组合循环发动机还包括：

第一调节机构(4)，控制第二气体入口(23)的打开或关闭以使连续旋转爆震发动机(2)的环形燃烧室(22)与超音速进气机构(1)的进气流道(14)连通或断开；以及

第二调节机构(5)，控制第三气体入口(32)的打开或关闭以使涡轮喷气发动机(3)内部与超音速进气机构(1)的进气流道(14)的连通或断开。

6.根据权利要求5所述的组合循环发动机，其特征在于，第一调节机构(4)，包括：

活门(41)，设置于连续旋转爆震发动机(2)的第二壳体(21)内，且滑动安装于涡轮喷气发动机(3)的第三壳体(31)的前部上的靠近第一壳体(12)的位置；以及

气缸(42)，包括：

缸体(421)，一端枢转连接于第二壳体(21)的在活门(41)的轴向后方的部分；以及

活塞杆(422)，一端伸入缸体(421)，另一端伸出缸体(421)并枢转连接于活门(41)。

7.根据权利要求5所述的组合循环发动机，其特征在于，第二调节机构(5)包括：

多个叶片(51)，靠近中心体(13)的后体(132)径向安装于第三壳体(31)的前部内；

其中，各叶片(51)均能够绕各自的安装轴旋转，当各叶片(51)绕各自的安装轴转动且相邻叶片(51)之间相互分离时，第三气体入口(32)打开；当各叶片(51)绕各自的安装轴转动且相邻叶片(51)紧密连接在一起时，第三气体入口(32)关闭。

8.根据权利要求2所述的组合循环发动机，其特征在于，超音速进气机构(1)还包括：

窗口(15)，贯通设置在第一壳体(12)上，与进气流道(14)受控连通，以向进气流道(14)输入补充的外部气体或将进气流道(14)内的气体向外排出。

9.根据权利要求8所述的组合循环发动机，其特征在于，窗口(15)为在第一壳体12后部沿周向开出的数圈槽道(151)。

10.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，连续旋转爆震发动机(2)还包括：

点火器(25)，设置于连续旋转爆震发动机(2)的环形燃烧室(22)内，以用于对进入环形燃烧室(22)内的燃气进行点火，进而燃气爆震燃烧；以及

多个燃料喷口(26)，沿径向贯通第二壳体(21)的与环形燃烧室(22)对应的部分，且沿第二壳体(21)的周向分布，各燃料喷口(26)连通涡轮喷气发动机(3)内部和环形燃烧室(22)，以使燃料经由各燃料喷口(26)进入环形燃烧室(22)。

说明书

技术领域

本实用新型涉及航空航天动力技术领域，尤其涉及一种组合循环发动机。

背景技术

最高飞行速度在马赫数5.0左右的临近空间高超音速飞行器拥有优越的高空高速特性、灵活的机动性、较高的突防概率等优势，具有十分重要的潜在军事价值。此外，随着导弹防御技术的进步，传统导弹的突防和生存能力也受到极大的威胁，急需通过高速推进装置来提高机动性。然而，此种类型的飞行器具有工作包线宽、飞行工况复杂多变等特点，单一类型的推进装置难以独立完成全部工作要求，因此，组合动力技术应运而生，并迅速引起人们的关注。目前研究较多的两类组合循环发动机是火箭冲压组合循环发动机和涡轮冲压组合循环发动机，前者因为没有有效利用大气中的氧而经济性差，且目前难以满足重复使用的要求，而对于后者，最大的问题在于模态转换，涡轮发动机的最高工作马赫数低于冲压发动机的有效起动马赫数，从而造成组合发动机从涡轮模态向冲压模态转换时，推力无法满足要求。

实用新型内容

鉴于背景技术中存在的问题，本实用新型的一个目的在于提供一种组合循环发动机，其能在工作包线范围内顺利完成模态转换，为飞行器提供稳定推力，进而使飞行器在大气层内实现5.0马赫以上的高超声速飞行且能够水平起飞降落。

本实用新型的另一个目的在于提供一种组合循环发动机，其提高了发动机比冲，解决了燃烧不稳定的问题，进而提高了燃烧的热效率，并改善了发动机的经济性和可靠性。

为了实现上述目的，本实用新型提供了一种组合循环发动机，其包括：超音速进气机构，具有与外部连通的沿轴向敞开的第一气体入口；连续旋转爆震发动机，固定连接于超音速进气机构的下游；以及涡轮喷气发动机，固定连接于超音速进气机构的下游。其中，连续旋转爆震发动机和涡轮喷气发动机均与超音速进气机构受控连通以经由第一气体入口受控引入外部气体而进行工作。

本实用新型的有益效果如下：

在根据本实用新型的组合循环发动机中，连续旋转爆震发动机和涡轮喷气发动机均与超音速进气机构受控连通，从而可在组合循环发动机的工作包线范围内顺利完成模态转换，为飞行器提供稳定推力，进而使飞行器在大气层内实现5.0马赫以上的高超声速飞行且能够水平起飞降落。此外，基于连续旋转爆震发动机采用了连续旋转爆震技术，提高了发动机比冲，解决了燃烧不稳定的问题，进而提高了燃烧的热效率，并改善了发动机的经济性和可靠性。

附图说明

图1是根据本实用新型的组合循环发动机的一工作模态的工作示意图，其中第二气体入口和第三气体入口均部分打开，且窗口处于关闭状态，箭头指示气流方向；

图2是图1中的连续旋转爆震发动机的燃料喷口的周向位置示意图；

图3是图1中的连续旋转爆震发动机的点火器的周向位置示意图；

图4是根据本实用新型的组合循环发动机的另一工作模态的工作示意图，其中第二气体入口关闭、第三气体入口打开且窗口处于向内引气状态，箭头指示气流方向；

图5是根据本实用新型的组合循环发动机的又一工作模态的工作示意图，其中第二气体入口打开、第三气体入口关闭且窗口处于关闭状态，箭头指示气流方向；

图6是与图1相同工作模态下的组合循环发动机的工作示意图，其中第二气体入口和第三气体入口均部分打开，且窗口处于向外排气状态，箭头指示气流方向。

其中，附图标记说明如下：

1超音速进气机构 25点火器

11第一气体入口26燃料喷口

12第一壳体3涡轮喷气发动机

13中心体31第三壳体

131前体 311头部

132后体 312尾部

1321增径弧面部32第三气体入口

1322减径弧面部33第三气体出口

1323减径截锥面部4第一调节机构

14进气流道41活门

15窗口42气缸

2连续旋转爆震发动机 421缸体

21第二壳体422活塞杆

22环形燃烧室5第二调节机构

23第二气体入口51叶片

24第二气体出口

具体实施方式

下面参照附图来详细说明根据本实用新型的组合循环发动机。

参照图1至图6，根据本实用新型的组合循环发动机包括：超音速进气机构1，具有与外部连通的沿轴向敞开的第一气体入口11；连续旋转爆震发动机2，固定连接于超音速进气机构1的下游；以及涡轮喷气发动机3，固定连接于超音速进气机构1的下游。其中，连续旋转爆震发动机2和涡轮喷气发动机3均与超音速进气机构1受控连通以经由第一气体入口11受控引入外部气体而进行工作。

在根据本实用新型的组合循环发动机中，连续旋转爆震发动机2和涡轮喷气发动机3均与超音速进气机构1受控连通，从而可在组合循环发动机的工作包线范围内顺利完成模态转换，为飞行器提供稳定推力，进而使飞行器在大气层内实现5.0马赫以上的高超声速飞行且能够水平起飞降落。此外，基于连续旋转爆震发动机2采用了连续旋转爆震技术，提高了发动机比冲，解决了燃烧不稳定的问题，进而提高了燃烧的热效率，并改善了发动机的经济性和可靠性。

根据本实用新型的组合循环发动机，在一实施例中，参照图1以及图4至图6，超音速进气机构1可包括：第一壳体12以及中心体13。中心体13可包括：前体131，伸出于第一壳体12；以及后体132，收容于第一壳体12内，后体132与前体131的交界部位与第一壳体12形成第一气体入口11，且在后体132的外壁面与第一壳体12之间形成有与第一气体入口11连通的进气流道14。在这里补充说明的是，由于第一气体入口11相对于进气流道14较窄，因此后体132的外壁面与第一壳体12之间形成的进气流道14为压缩通道，尤其在超音速飞行条件下，来流空气可在进气流道14中形成激波串以减速增压。

在一实施例中，参照图1和图4至图6，前体131为锥形。后体132可具有：增径弧面部1321，从前体131的轴向下游末端向轴向下游方向直径逐渐增加；减径弧面部1322，从增径弧形部的轴向下游末端向轴向下游方向直径逐渐减小；以及减径截锥面部1323，从减径弧形部的轴向下游末端向轴向下游方向直径逐渐减小直至涡轮喷气发动机3。

在一实施例中，参照图1至图6，连续旋转爆震发动机2可包括：第二壳体21，固定连接于第一壳体12的轴向下游末端。

在一实施例中，参照图1至图6，涡轮喷气发动机3可包括：第三壳体31，固定连接于超音速进气机构1的中心体13的后体132的轴向下游末端。其中，第三壳体31的头部311伸入第二壳体21内，以在第三壳体31的头部311的外壁面与第二壳体21的内壁面之间形成连续旋转爆震发动机2的环形燃烧室22。基于环形燃烧室22中的燃料的旋转爆震燃烧为等容燃烧，从而显著提高了热效率，由此降低了连续旋转爆震发动机2的耗油率，提高了燃油经济性。

在一实施例中，参照图1以及图4至图6，连续旋转爆震发动机2可具有：第二气体入口23；以及第二气体出口24，与环形燃烧室22连通以排出环形燃烧室22内燃烧后的废气。涡轮喷气发动机3可具有：第三气体入口32；以及第三气体出口33，设置于涡轮喷气发动机3的第三壳体31的尾部312，且与涡轮喷气发动机3的内部连通以排出涡轮喷气发动机3内部的气体。组合循环发动机还可包括：第一调节机构4，控制第二气体入口23的打开或关闭以使连续旋转爆震发动机2的环形燃烧室22与超音速进气机构1的进气流道14连通或断开；以及第二调节机构5，控制第三气体入口32的打开或关闭以使涡轮喷气发动机3内部与超音速进气机构1的进气流道14的连通或断开。

在这里补充说明的是，当来流速度小于1.5马赫时，来流空气经由第一气体入口11进入进气流道14中进行压缩，压缩后的空气的温度、压力不是很高，此时不利于爆震波的形成，可通过控制第一调节机构4来关闭第二气体入口23，以使连续旋转爆震发动机2不工作，仅涡轮喷气发动机3工作，如图4所示。此时，可通过控制第二调节机构5来调大第三气体入口32的开度，以使来流空气全部进入涡轮喷气发动机3中。

当来流速度达到1.5马赫时，连续旋转爆震发动机2开始启动工作，通过控制第一调节机构4来逐渐扩大第二气体入口23的开度；与此同时涡轮喷气发动机3的性能已经衰减较大，可通过控制第二调节机构5来逐渐减小第三气体入口32的开度，如图1所示。在此来流速度状态下，两种发动机同时工作。

当来流速度等于2.5马赫时，第三气体入口32彻底关闭，涡轮喷气发动机3彻底停止工作。而第二气体入口23开至最大，如图5所示，来流空气全部经由第二气体入口23进入连续旋转爆震发动机2的环形燃烧室22中，并与燃料形成混合气，经下文所述的点火器25点火后在环形燃烧室22中形成爆震波，随后尾气经由第二气体出口24排出，从而产生推力。

在一实施例中，参照图1以及图4至图6，第一调节机构4可包括：活门41和气缸42。活门41设置于连续旋转爆震发动机2的第二壳体21内，且滑动安装于涡轮喷气发动机3的第三壳体31的前部上的靠近第一壳体12的位置。气缸42包括：缸体421，一端枢转连接于第二壳体21的在活门41的轴向后方的部分；以及活塞杆422，一端伸入缸体421，另一端伸出缸体421并枢转连接于活门41。

在一实施例中，参照图1以及图4至图6，第二调节机构5可包括：多个叶片51，靠近中心体13的后体132径向安装于第三壳体31的前部内。其中，各叶片51均能够绕各自的安装轴(未示出)旋转。当各叶片51绕各自的安装轴转动且相邻叶片51之间相互分离时，第三气体入口32打开；当各叶片51绕各自的安装轴转动且相邻叶片51相互紧密连接在一起时，第三气体入口32关闭。

在一实施例中，参照图1以及图4至图6，超音速进气机构1还可包括：窗口15，贯通设置在第一壳体12上，与进气流道14受控连通，以向进气流道14输入补充的外部气体或将进气流道14内的气体向外排出。在这里补充说明的是，当来流速度小于0.6马赫时，由于第一气体入口11较窄且来流为超音速，来流空气不足以满足发动机工作需求，此时超音速进气机构1上的窗口15可调为引气状态，以将外界空气由此窗口15引入进气流道14，用于补充空气流量，如图4所示。而当发生进气畸变时，窗口15可调为放气状态，以将进气流道14内的空气引出外界，从而扩大了发动机的稳定工作范围，如图6所示。

在一实施例中，窗口15为在第一壳体12后部沿周向开出的数圈槽道151。槽道151与大气相连的一侧设置有调节片(未示出)，调节片可沿各自的安装轴旋转，从而实现气流的流量和方向的控制，调节片的角度可由进气流道14与外界大气压差控制。

在一实施例中，参照图1以及图3至图6，连续旋转爆震发动机2还可包括：点火器25，设置于连续旋转爆震发动机2的环形燃烧室22内，以用于对进入环形燃烧室22内的燃气(即燃料和空气的混合气)进行点火，进而燃气爆震燃烧。

在一实施例中，参照图1、图2以及图3至图6，连续旋转爆震发动机2还可具有：多个燃料喷口26，沿径向贯通第二壳体21的与环形燃烧室22对应的部分，且沿第二壳体21的周向分布，各燃料喷口26连通涡轮喷气发动机3内部和环形燃烧室22，以使燃料经由各燃料喷口26进入环形燃烧室22。在这里补充说明的是，多个燃料喷口26沿第二壳体21的周向分布，可使燃料进入环形燃烧室22的方向与经由第二气体入口23进入的空气(作为氧化剂)的流动方向呈90°，有助于燃料与空气充分掺混。

在一实施例中，组合循环发动机还可包括：控制系统(未示出)，通信连接第一调节机构4的气缸42、第二调节机构5和窗口15。

在一实施例中，组合循环发动机可作为临近空间高超音速飞行器的动力系统、两级入轨运载系统第一级的动力系统或高超音速民用飞行器及空天飞机的动力系统。

组合循环发动机专利购买费用说明

Q：办理专利转让的流程及所需资料

A：专利权人变更需要办理著录项目变更手续，有代理机构的，变更手续应当由代理机构办理。

1：专利变更应当使用专利局统一制作的“著录项目变更申报书”提出。

2：按规定缴纳著录项目变更手续费。

3：同时提交相关证明文件原件。

4：专利权转移的，变更后的专利权人委托新专利代理机构的，应当提交变更后的全体专利申请人签字或者盖章的委托书。

Q:专利著录项目变更费用如何缴交

A：（1）直接到国家知识产权局受理大厅收费窗口缴纳,（2）通过代办处缴纳，（3）通过邮局或者银行汇款,更多缴纳方式

Q：专利转让变更，多久能出结果

A：著录项目变更请求书递交后，一般1-2个月左右就会收到通知，国家知识产权局会下达《转让手续合格通知书》。