本旋转燃烧装置创新性地集成轴功与推力输出,由前端空心轴、倾斜喷管、快插式点火电嘴、燃烧室及后端空心轴组成。前端与后端空心轴分别固定于燃烧室两端,实现高效能量转换与动力输出。
背景技术
随着航天活动的频繁开展,对未来航天运输提出了低成本航天发射、高可靠空天往返、快响应便捷使用、航班化空天飞行的新要求。目前,世界上在役航天运输系统主要为一次性火箭,费用高昂。因此,迫切需要发展新一代重复使用航天运输系统,形成空天航班,提升高可靠、快响应天地往返运输能力,促进高频次、大规模航天活动和太空经济。重复使用航天运输系统按动力形式可分为火箭动力和组合动力两大类。其中,基于组合动力的重复使用航天运输系统采用吸气式组合发动机、升力体式构型,能够在稠密大气层、临近空间、轨道空间自由往返飞行,近年来已经成为未来重复使用航天运输系统的研究热点,受到高度关注。现有空天推进系统,包括各类航空发动机、火箭发动机、冲压发动机和活塞式发动机,均有各自的性能优势和理想的飞行空域。火箭发动机工作不受高度和初速条件限制,但性能偏低,推进剂消耗率大;航空发动机的特点是性能高,但受到涡轮耐温极限的限制。涡轮耐温极限一直是提升发动机热力循环效率的核心制约因素,而在高速飞行下随着来流温度的提高,涡轮温限对热力循环效率的影响更为关键,甚至成为决定热力循环方式是否可行的关键。为了提高涡轮发动机的飞行速度上限,通过引入燃气发生器生成燃气来代替高温来流空气,是一种面向高速飞行的可行方案,即空气涡轮火箭组合循环发动机方案。但是该发动机的又一突出问题是难以兼顾高、低速飞行下的总体性能,其中涡轮耐温极限仍然是制约燃气发生器工作温度进而制约发动机热力循环效率提升的关键因素。
实现思路