一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器及其控制方法

本发明属于航空航天领域，更具体地，涉及一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器及其控制方法。

背景技术：

1、火箭发动机是各类火箭、导弹和航天器最主要的动力装置，火箭发动机技术的发展对航天技术的发展十分关键。液体火箭发动机具有比冲较高、工作时间较长、能多次重复启动、工作可靠、推力可调节和可多次使用等特点，然而其结构复杂、成本高，不适合作为一次性飞行器的动力装置。固体火箭发动机为使用固体推进剂的化学火箭发动机，是小型火箭、火箭炮弹药、多数军用导弹的主流动力源，其燃料易于工业制成，同时便于存储和运输，安全性较好，且寿命长。然而固体火箭发动机的燃烧比冲较小、燃烧延续时间较短、同时整体的燃料质量很大、又受到固体燃料燃烧性质的影响，所以用途受到限制。

2、固液混合火箭发动机通常采用固体燃料药柱和液态氧化剂反应的工作方式，相较于液体火箭发动机，固液混合火箭发动机具有结构简单，燃料密度高，冷却压力小等优势；相较于固体火箭发动机，固液混合火箭发动机具有更高的比冲、安全性好，同时由于采用了液体氧化剂，固液火箭发动机具有推力可调、可多次启动关机的优点。

3、固体燃料吸气式冲压发动机同样采用了固体燃料药柱，但由于其作为吸气式发动机，不用自身携带氧化剂，故能够携带更多燃料，从而使飞行器长时间处于动力飞行，大大提高飞行器动力航程。固体燃料冲压发动机面临的一个问题是无法零速起动，往往需要火箭发动机助推以达到工作马赫数。因此，如何集成吸气式冲压发动机和固液混合火箭发动机，同时使得动力系统尽可能简单、可控，是一个有待解决的问题。

技术实现思路

1、针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本发明提供了一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器及其控制方法，采用冲压发动机和火箭发动机共用固体燃料和尾喷管的布局，最大化空间共用程度和结构集成度，并采用可脱落的冲压通道整流罩、膜片、尾喷管喉道，以简单的结构切换发动机工作模式，充分发挥固液混合火箭发动机和冲压发动机各自的性能优势。

2、为实现上述目的，按照本发明的第一方面，提供了一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器，包括：机体外壳、发动机、整流罩、方向舵及控制器；

3、所述发动机位于机体外壳内部，包括冲压进气道、挤压气体贮箱、液体氧化剂贮箱、燃烧室及尾喷管；

4、其中，所述冲压进气道包括外压缩段和内压缩段，所述外压缩段包括一段自机体外壳前端延伸至唇口的斜面，所述唇口设置于机体底部；所述内压缩段呈收扩型，以所述唇口为进口、出口连接至燃烧室，所述内压缩段的出口围绕液体氧化剂的出口；所述燃烧室中有固体燃料；

5、所述挤压气体贮箱、液体氧化剂贮箱、燃烧室及尾喷管依次连接，且所述挤压气体贮箱与液体氧化剂贮箱之间设置减压阀，所述液体氧化剂贮箱与燃烧室之间依次设置连通阀及膜片，所述膜片用于封闭所述内压缩段的出口且保持所述液体氧化剂贮箱及燃烧室的连通；

6、所述整流罩的两端分别设置于机体外壳前端及唇口，用于封闭所述外压缩段以封闭所述冲压进气道；

7、所述控制器用于在当前来流速度在第一区间时，控制所述减压阀及连通阀打开以向燃烧室输送液体氧化剂；在当前来流速度在第二区间时，控制所述整流罩及膜片脱落以使得来流空气与液体氧化剂共同进入燃烧室；在当前来流速度在第三区间时，控制所述连通阀关闭以使仅来流空气进入燃烧室；其中，所述第一、第二、第三区间的速度逐渐增大。

8、按照本发明的第二方面，提供了一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器的控制方法，应用于如第一方面所述的飞行器的控制器，包括：

9、在当前来流速度在第一区间时，控制所述减压阀及连通阀打开以向燃烧室输送液体氧化剂，使所述飞行器处于固液混合发动机工作模式；

10、在当前来流速度在第二区间时，控制所述整流罩及膜片脱落以使得来流空气与液体氧化剂共同进入燃烧室，使所述飞行器处于吸气式辅助固液混合发动机工作模式；

11、在当前来流速度在第三区间时，控制所述连通阀关闭以使仅来流空气进入燃烧室，使所述飞行器处于吸气式冲压发动机工作模式；

12、其中，所述第一、第二、第三区间的速度逐渐增大。

13、按照本发明的第三方面，提供了一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器的控制系统，包括：计算机可读存储介质和处理器；

14、所述计算机可读存储介质用于存储可执行指令；

15、所述处理器用于读取所述计算机可读存储介质中存储的可执行指令，执行如第一方面所述的方法。

16、按照本发明的第四方面，提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行如第一方面所述的方法。

17、总体而言，通过本发明所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：

18、相较于传统的固液混合火箭发动机，本发明提供的飞行器将冲压发动机一体化集成于固液混合火箭发动机中，可以实现吸气式冲压辅助的固液混合动力以及单独的吸气式冲压动力，大幅减少液体氧化剂的携带量，故能够携带更多燃料，从而使飞行器长时间处于动力飞行，大大提高飞行器动力航程；此外，本发明提供的飞行器采用可脱落的整流罩、进气道出口膜片，避免了复杂的作动装置，降低成本和故障率，适用于一次性飞行器，实现低成本调节工作模式。

19、进一步地，为满足飞行器处于吸气式冲压发动机工作模式下的气流膨胀需求，本发明提供的飞行器的尾喷管喉部可脱落以调节喉部面积，

20、综上，本发明可为将来更大载荷、更远飞行距离的空天飞行器提供组合动力解决方案，实现飞行器水平起飞、亚声速或超声速经济巡航、大推力加速爬升、高马赫数吸气式巡航，临近空间往返满足经济性、灵活性、自由便捷性的应用需求。

技术特征：

1.一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器，其特征在于，包括：机体外壳、发动机、整流罩、方向舵及控制器；

2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，所述尾喷管的喉部可脱落，以增大所述尾喷管的喉道面积；

3.如权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，采用马赫数表征来流速度，所述第一区间为(0,2]，第二区间为(2,3]，第三区间为(3,5]。

4.如权利要求2所述的飞行器，其特征在于，还包括：第一、第二、第三爆破装置，分别用于在所述控制器的控制下使所述整流罩、膜片、尾喷管的喉部脱落。

5.一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器的控制方法，应用于如权利要求1-4任一项所述的飞行器的控制器，其特征在于，包括：

6.如权利要求5所述的方法，其特征在于，还包括：在当前来流速度在第三区间时控制所述尾喷管的喉部脱落以增大所述尾喷管的喉道面积。

7.一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器的控制系统，其特征在于，包括：计算机可读存储介质和处理器；

8.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质存储有计算机指令，所述计算机指令用于使处理器执行如权利要求4-5任一项所述的方法。

技术总结本发明公开了一种吸气式冲压辅助固液混合动力飞行器及其控制方法，属于航空航天领域，该飞行器结合固液混合火箭发动机和固体冲压发动机，共用燃烧室、固体燃料和尾喷管，最大化空间共用程度和结构集成度，并针对一次性靶弹飞行器，采用可脱落的冲压通道整流罩、进气道出口膜片和喷管喉道，形成低成本宽速域的靶弹飞行器方案，以简单的结构切换发动机工作模式，充分发挥固液混合发动机和冲压发动机的性能优势以及一次性部件的成本优势、结构优势；结构紧凑、集成度高、重量轻、推重比高、比冲高、成本低，可以满足靶弹飞行器的飞行任务需求，能够满足宽马赫数高性能工作要求、满足靶弹飞行器的加速或巡航任务需求。技术研发人员：罗飞腾,吴博平,龙垚松,陈文娟受保护的技术使用者：华中科技大学技术研发日：技术公布日：2024/6/18