一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器

摘要：

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机及航天飞行器，包括：液体火箭的主发动机系统以及冲压增推系统，其中，冲压增推系统包括：进气管道，进气管道内设置有隔离阀，进气管道的进口与大气连通，进气管道的出口连接有冲压燃烧室，冲压燃烧室的出口连接有冲压尾喷管；其中，主发动机系统中的燃气喷嘴与冲压燃烧室连通。本装置在保持火箭发动机高推重比的同时，提高了火箭发动机综合比冲性能，从而提高了发动机推进效率。

专利类型：发明专利

申请/专利号：CN202311636702.4

申请日期：2023-12-01

公开/公告号：CN117329025A

公开/公告日：2024-01-02

主分类号：F02K9/76(2006.01)

申请/专利权人:陕西天回航天技术有限公司

发明/设计人:刘红军;马小奇;薛帅杰;周帅

主申请人地址:710048 陕西省西安市高新区天谷七路996号西安国家数字出版基地C座823

专利代理机构:西安凯多思知识产权代理事务所(普通合伙)

代理人:赵革革

国别省市代码:陕西;61

权利要求：

1.一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，包括：液体火箭的主发动机系统，其特征在于，还包括： 冲压增推系统，所述冲压增推系统包括：进气管道（12），其内设置有隔离阀（11），其进口置于空气中，其出口连接有冲压燃烧室（7），冲压燃烧室（7）的出口用于和喷射燃气的部件连通； 其中，主发动机系统中的涡轮（4）出口的燃气喷嘴与冲压燃烧室（7）连通，用于将涡轮（4）排出的燃气引入至所述冲压燃烧室（7）内再进行燃烧。 2.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）的出口连接有冲压尾喷管。 3.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）为环形燃烧室，所述环形燃烧室套装固定在主发动机系统的主喷管上，且其出口与主喷管连通，其进口分别与进气管道（12）的出口、主发动机系统中的涡轮出口的燃气喷嘴连通。 4.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室（7）固定在主发动机系统的主喷管的扩张段上。 5.根据权利要求3所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述燃气喷嘴采用多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴，其中，多个音速喷嘴或多个超音速喷嘴均布设置在涡轮（4）的出口，且音速喷嘴或超音速喷嘴的出口与环形燃烧室连通。 6.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，所述主发动机系统采用开式循环液体燃料发动机或者分级燃烧抽气循环发动机。 7.根据权利要求6所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，分级燃烧抽气循环发动机的发生器（5）和涡轮（4）之间的管道上设置有燃气调节阀（13）。 8.根据权利要求1所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机，其特征在于，涡轮排气冲压增推组合循环发动机的推进剂采用：液氧和液氢，液氧和甲烷，液氧和煤油，四氧化二氮和偏二甲肼组合中的任意一种。 9.一种航天飞行器，其特征在于，具有权利要求1-8任一项所述的一种涡轮排气冲压增推组合循环发动机。