一种火箭基组合发动机的制作方法

1.本发明涉及航空航天发动机技术领域，尤其涉及一种火箭基组合发动机。


背景技术：

2.火箭基组合发动机是火箭发动机（其核心部件为火箭推力室）和冲压发动机（其核心部件为冲压燃烧室）的组合，通常，火箭基组合发动机的冲压燃烧室上设置有安装接口，火箭推力室通过螺栓等紧固件与安装接口相连，以使火箭发动机与冲压发动机集成为整体，且使火箭推力室内的流道与冲压燃烧室内的流道相连通，采用这种结构，冲压基组合发动机具有火箭模态、冲压模态和火箭冲压组合模态等不同工作状态，但是，火箭推力室和冲压燃烧室均为燃烧装置，火箭推力室工作时燃气温度可达2000℃以上，且工作时存在较大的起动冲击，冲压燃烧室工作时燃气温度可达1500℃以上，且工作时存在较大随机振动，火箭推力室与冲压燃烧室采用上述连接结构相连时，二者间的连接结构容易在温度、冲击载荷以及振动等因素的影响下发生松动，导致火箭推力室与冲压燃烧室连接不稳定，影响火箭基组合发动机的使用寿命。


技术实现要素：

3.本发明的目的在于提供一种火箭基组合发动机，以使火箭推力室与冲压燃烧室连接更加稳定，提高火箭基组合发动机的使用寿命。
4.为了实现上述目的，本发明提供一种火箭基组合发动机，包括冲压燃烧室和连接于冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道连通。
5.采用上述技术方案的情况下，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道相连通，采用这种结构，冲压燃烧室与火箭推力室一体成型，冲压燃烧室与火箭推力室之间可以不需要通过螺栓、安装接口和密封结构等结构相连，冲压燃烧室与火箭推力室材料相同且结构连续，使得冲压燃烧室与火箭推力室之间的连接牢靠稳定，相对于现有的安装结构，上述冲压燃烧室与火箭推力室一体成型的结构不容易受到温度、冲击载荷以及振动等因素的影响，从而使火箭推力室与冲压燃烧室连接更加可靠，提高火箭基组合发动机的使用寿命。
6.在一些可能的实现方式中，火箭推力室相对于冲压燃烧室倾斜设置，第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角为0
°
~45
°
。如此设置，可以避免第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角角度过大时，第一流道内的流体与第二流道内的流体之间相互冲击的过程中能量损耗过大，影响火箭基组合发动机的性能。
7.在一些可能的实现方式中，火箭推力室与冲压燃烧室之间设置有支撑肋；火箭推力室、支撑肋和冲压燃烧室为一体成型结构。如此设置，能够提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体可靠性。
8.在一些可能的实现方式中，火箭推力室外套设有承力筒；火箭推力室、支撑肋、冲
压燃烧室和承力筒为一体成型结构。如此设置，能够进一步提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体可靠性。
9.在一些可能的实现方式中，火箭推力室包括沿第二流道内流体的流向依次设置的头部、身部和喉部，承力筒包围设置于喉部外侧且包围设置于至少部分身部外侧；火箭推力室包括穿过喉部且垂直于承力筒轴线的喉部所在面，火箭推力室的身部包括与头部相连的直筒段和喉部相连的收敛段；沿承力筒轴线方向，承力筒靠近头部的一端与喉部所在面之间距离为a，收敛段的长度为l，a＞l。如此设置，能够提高火箭推力室的整体强度。
10.在一些可能的实现方式中，沿承力筒轴线方向，支撑肋靠近头部的一端与喉部所在面之间的距离为b，b＞a。如此设置，能够进一步提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体可靠性。
11.在一些可能的实现方式中，火箭推力室与冲压燃烧室均为陶瓷基复合材料。如此设置，能够提高火箭推力室与冲压燃烧室的整体强度。
12.在一些可能的实现方式中，冲压燃烧室内侧涂覆有抗氧化涂层。如此设置，能够提高冲压燃烧室的热防护性能。
13.在一些可能的实现方式中，抗氧化涂层的材料为zrc和/或hfc。如此设置，zrc和hfc可以在高温富氧环境下产生保护膜，能够隔离氧气保护冲压燃烧室。
14.在一些可能的实现方式中，火箭推力室内侧设置有抗氧化涂层和燃料液膜层。如此设置，能够提高火箭推力室的热防护性能。
附图说明
15.此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：图1为本发明中火箭推力室与冲压燃烧室的示意图一；图2为本发明中火箭推力室与冲压燃烧室的示意图二；图3为本发明中火箭推力室与冲压燃烧室的示意图三。
16.附图标记：1-火箭推力室，11-头部，12-身部，13-喉部，2-冲压燃烧室，3-支撑肋，4-承力筒。
具体实施方式
17.为了使本发明所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
18.需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
19.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，
除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。
20.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
21.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
22.请参阅图1至图3，本发明实施例提供一种火箭基组合发动机，包括冲压燃烧室2和连接于冲压燃烧室2侧壁上的火箭推力室1，冲压燃烧室2与火箭推力室1为一体成型结构，冲压燃烧室2内具有第一流道，火箭推力室1内具有第二流道，第一流道与第二流道相连通。示例性的，当火箭推力室1工作时，燃料在第二流道内燃烧并生成燃气，燃气从第二流道流入第一流道内并经过第一流道喷出；当冲压燃烧室2工作时，燃料在第一流道内燃烧并生成燃气，燃气流经第一流道直接喷出。
23.采用上述技术方案的情况下，冲压燃烧室2与火箭推力室1为一体成型结构，冲压燃烧室2内具有第一流道，火箭推力室1内具有第二流道，第一流道与第二流道相连通，采用这种结构，冲压燃烧室2与火箭推力室1一体成型，冲压燃烧室2与火箭推力室1之间可以不需要通过螺栓、安装接口和密封结构等结构相连，冲压燃烧室2与火箭推力室1材料相同且结构连续，使得冲压燃烧室2与火箭推力室1之间的连接牢靠稳定，相对于现有的安装结构，上述冲压燃烧室2与火箭推力室1一体成型的结构不容易受到温度、冲击载荷以及振动等因素的影响，从而使火箭推力室1与冲压燃烧室2连接更加可靠，提高火箭基组合发动机的使用寿命。
24.如图1至图3所示，进一步地，火箭推力室1相对于冲压燃烧室2倾斜设置，第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角为0
°
~45
°
。其中，火箭推力室1和冲压燃烧室2均为筒状结构，第二流道内流体的流向为火箭推力室1的轴线方向，第一流道内流体的流向为冲压燃烧室2的轴线方向；第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角即为图1所示的角。示例性的，第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角为10
°
。采用这种结构，当第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角大于45
°
时，第二流道内的流体从第二流道内流入第一流道内时，第二流道内的流体容易与第一流道内的流体相互冲击，导致流体自身能量发生损耗，影响火箭基组合发动机的性能；当第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角为0
°
~45
°
，可以避免第一流道内流体的流向与第二流道内流体的流向之间的夹角角度过大时，第一流道内的流体与第二流道内的流体之间相互冲击的过程中能量损耗过大，影响火箭基组合发动机的性能。
25.如图2所示，进一步地，火箭推力室1与冲压燃烧室2之间设置有支撑肋3；火箭推力室1、支撑肋3和冲压燃烧室2为一体成型结构。示例性的，火箭推力室1相对于冲压燃烧室2倾斜设置时，火箭推力室1的外壁与冲压燃烧室2的外壁之间形成有夹角，支撑肋3设置于火
箭推力室1与冲压燃烧室2之间的夹角位置。采用这种结构，通过支撑肋3支撑火箭推力室1，能够提高火箭推力室1与冲压燃烧室2的整体可靠性；火箭推力室1、支撑肋3和冲压燃烧室2为一体成型结构时，火箭推力室1与支撑肋3之间的连接比较稳定，冲压燃烧室2与支撑肋3之间的连接比较稳定，火箭推力室1、支撑肋3和冲压燃烧室2的整体连续性较好，不容易受到温度、冲击载荷以及振动等因素的影响，从而进一步提高火箭基组合发动机的性能。
26.如图2所示，进一步地，火箭推力室1外套设有承力筒4；火箭推力室1、支撑肋3、冲压燃烧室2和承力筒4为一体成型结构。示例性的，承力筒4包围设置于火箭推力室1外。采用这种结构，通过在火箭推力室1外部设置承力筒4，能够增强火箭推力室1的整体强度，避免火箭推力室1在温度、冲击载荷和振动等因素的影响下发生损坏；火箭推力室1、支撑肋3、冲压燃烧室2和承力筒4为一体成型结构时，火箭推力室1、支撑肋3、冲压燃烧室2和承力筒4的整体连续性和稳定性较好，不容易受到温度、冲击载荷以及振动等因素的影响，从而进一步提高火箭基组合发动机的性能。
27.如图1至图3所示，进一步地，火箭推力室1包括沿第二流道内流体流向依次设置的头部11、身部12和喉部13，承力筒4包围设置于喉部13外侧且包围设置于至少部分身部12外侧；火箭推力室1包括穿过喉部13且垂直于承力筒4轴线的喉部13所在面，火箭推力室1的身部12包括与头部11相连的直筒段和喉部13相连的收敛段；沿承力筒4轴线方向，承力筒4靠近头部11的一端与喉部13所在面之间距离为a，收敛段的长度为l，a＞l。采用这种结构，承力筒4包围设置于喉部13外侧且包围设置于至少部分身部12外侧时，承力筒4可以包围火箭推力室1的喉部13前后的位置，避免火箭推力室1在喉部13位置发生损坏；由于火箭推力室1受到温度、冲击载荷和振动等因素的影响时，火箭推力室1容易在身部12的收敛段位置发生损坏，当a＞l时，承力筒4可以包围火箭推力室1的收敛段部分，避免火箭推力室1在收敛段位置发生破坏，从而提高火箭推力室1的整体强度。
28.如图1至图3所示，进一步地，沿承力筒4轴线方向，支撑肋3靠近头部11的一端与喉部13所在面之间的距离为b，b＞a。采用这种结构，当b＞a时，支撑肋3相对于承力筒4更靠近火箭推力室1的头部11，由于火箭推力室1倾斜设置，支撑肋3受到火箭推力室1整体对其施加的压力或拉力，容易发生断裂，当支撑肋3相对于承力筒4更靠近火箭推力室1的头部11时，支撑肋3的支撑效果更好，火箭推力室1整体可靠性更高。
29.在一些可选方式中，火箭推力室1与冲压燃烧室2均为陶瓷基复合材料。其中，陶瓷基复合材料是以陶瓷为基体与各种纤维复合的一类复合材料。示例性的，本实施例中陶瓷基复合材料为陶瓷基和碳纤维的复合材料，如c/c-sic复合材料；为了提高火箭推力室1、支撑肋3、冲压燃烧室2和承力筒4的整体可靠性，火箭推力室1、支撑肋3、冲压燃烧室2和承力筒4的一体成型结构采用碳纤维编织形成，且保证支撑肋3与火箭推力室1和冲压燃烧室2之间的连接纤维是连续的。采用这种结构，火箭推力室1与冲压燃烧室2通过陶瓷基复合材料一体成型，能够提高火箭推力室1与冲压燃烧室2的整体强度。
30.在一些实施例中，冲压燃烧室2内侧涂覆有抗氧化涂层。示例性的，当冲压燃烧室2为陶瓷基复合材料时，陶瓷基复合材料为一种被动冷却材料，陶瓷基复合材料在富氧环境中容易发生严重烧蚀。采用这种结构，通过陶瓷基复合材料进行被动冷却且通过抗氧化涂层隔离氧气，能够避免陶瓷基复合材料在富氧环境中发生严重烧蚀，从而提高冲压燃烧室2的热防护性能。
31.在一些实施例中，抗氧化涂层的材料为zrc和/或hfc。示例性的，如图3所示，冲压燃烧室2的内壁整体采用zrc材料，在火箭羽流区域区域及其它的极端高温区的涂层材料采用hfc材料。采用这种结构，zrc可以在高温富氧环境下产生保护膜，hfc可以在高温富氧环境下产生保护膜，通过保护膜和保护膜能够隔离氧气保护冲压燃烧室2。
32.在一些可选方式中，火箭推力室1内侧设置有抗氧化涂层和燃料液膜层。当火箭推力室1为陶瓷基复合材料时，陶瓷基复合材料为一种被动冷却材料，陶瓷基复合材料在富氧环境中容易发生严重烧蚀。采用这种结构，通过陶瓷基复合材料进行被动冷却、通过抗氧化涂层隔离氧气，通过燃料液膜层对火箭推力室1内壁进行保护，能够避免陶瓷基复合材料在富氧环境中发生严重烧蚀，从而提高火箭推力室1的热防护性能。
33.以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

技术特征：
1.一种火箭基组合发动机，包括冲压燃烧室和连接于所述冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，其特征在于，所述冲压燃烧室与所述火箭推力室为一体成型结构，所述冲压燃烧室内具有第一流道，所述火箭推力室内具有第二流道，所述第一流道与所述第二流道相连通。2.根据权利要求1所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室相对于所述冲压燃烧室倾斜设置，所述第一流道内流体的流向与所述第二流道内流体的流向之间的夹角为0
°
~45
°
。3.根据权利要求2所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室与所述冲压燃烧室之间设置有支撑肋；所述火箭推力室、支撑肋和冲压燃烧室为一体成型结构。4.根据权利要求3所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室外套设有承力筒；所述火箭推力室、支撑肋、冲压燃烧室和承力筒为一体成型结构。5.根据权利要求4所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室包括沿所述第二流道内流体的流向依次设置的头部、身部和喉部，所述承力筒包围设置于所述喉部的外侧且包围设置于至少部分所述身部的外侧；所述火箭推力室包括穿过所述喉部且垂直于所述承力筒轴线的喉部所在面，所述火箭推力室的身部包括与所述头部相连的直筒段和所述喉部相连的收敛段；沿所述承力筒轴线方向，所述承力筒靠近所述头部的一端与所述喉部所在面之间距离为a，所述收敛段的长度为l，a＞l。6.根据权利要求5所述的火箭基组合发动机，其特征在于，沿所述承力筒轴线方向，所述支撑肋靠近所述头部的一端与所述喉部所在面之间的距离为b，b＞a。7.根据权利要求1所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室与所述冲压燃烧室均为陶瓷基复合材料。8.根据权利要求7所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述冲压燃烧室内侧涂覆有第一抗氧化涂层。9.根据权利要求8所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述火箭推力室内侧设置有第二抗氧化涂层和燃料液膜层。10.根据权利要求9所述的火箭基组合发动机，其特征在于，所述第一抗氧化涂层和第二抗氧化涂层的材料均为zrc和/或hfc。

技术总结
本发明公开一种火箭基组合发动机，涉及航空航天发动机技术领域，以解决火箭基组合发动机结构集成度差和使用寿命较低的问题。所述火箭基组合发动机包括冲压燃烧室和连接于冲压燃烧室侧壁上的火箭推力室，冲压燃烧室与火箭推力室为一体成型结构，冲压燃烧室内具有第一流道，火箭推力室内具有第二流道，第一流道与第二流道连通。第二流道连通。第二流道连通。


技术研发人员：李光熙 晋晓伟 张蒙正
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：2023.06.09
技术公布日：2023/7/21