技术领域
[0001] 本
发明涉及火箭动力领域，具体是指一种混合式联合动力系统。
背景技术
[0002] 跨大气层
飞行器是人类探索太空的重要工具，飞行器冲出大气层需摆脱地球引力和大气层
空气阻力，其关键技术是动力系统和热防护。
[0003] 火箭是火箭
发动机喷射工质工作介质产生的反作用力向前推进的飞行器。它自身携带全部推进剂，不依赖外界工质产生推力，可以在稠密大气层内，也可以在稠密大气层外飞行，是实现航天飞行的运载工具，火箭按用途分为探空火箭和运载火箭。
[0004] 现有的火箭动力系统设计单一，单纯使用
燃料作为主动力，使得现有火箭推力及工作效率不高，因此，设计出一种混合式联合动力系统势在必行。
发明内容
[0005] 本发明要解决的技术问题是现有的
火箭发动机大部分靠排出高温高速燃气来获得推力，固体或液体推进剂由
氧化剂和燃料组成在
燃烧室中高压10-200bar燃烧产生燃气，其成本高昂且
能量转换效率不高，造成火箭推力不足，易出现安全事故。
[0006] 为解决上述技术问题，本发明提供的技术方案为：一种混合式联合动力系统，包括
电动机，电动机一端通过输电线连接
电池，另一端通过
离合器一连接有
压缩机一，压缩机一另一端同轴安装有压缩机二，压缩机二一端通过离合器二连接在蒸气
涡轮的一端，蒸气涡轮另一端设有压缩机三；
[0007] 压缩机一一侧通过燃料输送管连接有
燃料箱，另一侧通过与三通
阀总成相连接的燃料输送管固定在
蒸汽发生器的燃料喷射器一上；
[0008] 压缩机二一侧通过
氧化剂输送管连接有氧化剂箱，另一侧通过与三通阀总成相连接的氧化剂输送管固定在
蒸汽发生器的燃料喷射器二上；
[0009] 蒸气涡轮一侧通过超临界工质输送管连接在三通阀总成的一个阀口上，三通阀总成的其余两个阀口分别通过超临界工质输送管连接在蒸汽发生器和
冲压发动机机构的一端；
[0010] 蒸气涡轮另一侧通过超临界工质输送管连接在压缩机三一端，压缩机三另一端通过与三通阀总成相连接的超临界工质输送管，连接蒸汽发生器；
[0011] 燃料输送管上连接的三通阀总成的阀口一端，通过燃料输送管连接在冲压发动机机构一端
接口上，另一端接口通过由三通阀总成连接的氧化剂输送管，与氧化剂箱相连接。
[0012] 本发明与
现有技术相比的优点在于：在火箭动力机构和冲压发动机机构的燃烧室外设置蒸汽发生器，收集火箭发动机和冲压发动机燃烧室的
辐射热，驱动蒸汽涡轮做功，带动燃料
泵、氧化剂泵和压缩机工作，可提高火箭发动机抗比冲，增加有效
载荷，收集和转化多种能量，共同为火箭供能，提高了能量转化效率。
[0013] 作为改进，连接压缩机三和蒸汽发生器的三通阀总成，其剩余的一个阀口通过超临界工质输送管连接在冲压发动机机构上。
[0014] 作为改进，蒸汽发生器内部一端设有火箭发动机进气道，火箭发动机进气道一侧通过火箭发动机燃烧室连接有火箭发动机尾喷口。
[0015] 作为改进，冲压发动机机构一端设有冲压发动机进气道，冲压发动机进气道一侧通过冲压发动机燃烧室连接有冲压发动机尾喷口。
[0016] 作为改进，冲压发动机燃烧室外壁安装有冲压蒸汽联合动力热转换壁。
[0017] 作为改进，超临界工质输送管一端连接有降温器。
附图说明
[0018] 图1是一种混合式联合动力系统的结构示意图。
[0020] 图3是实施例中跨大气层飞行器的载机和子机
位置示意图。
[0021] 图4是实施例的整流罩形蒸
汽轮机发电系统的连接示意图。
[0022] 如图所示：1、电动机，2、离合器一，3、压缩机一，4、蒸气涡轮，5、燃料喷射器一，6、蒸汽发生器，7、三通阀总成，8、火箭发动机进气道，9、火箭发动机燃烧室，10、火箭发动机尾喷口，11、冲压发动机进气道，12、冲压发动机燃烧室，13、冲压发动机尾喷口，14、燃料箱，15、氧化剂箱，16、降温器，17、
转轴，18、超临界工质输送管，19、
燃气轮机压缩机，20、燃气轮机燃烧室，21、燃气轮机高压涡轮，22、燃气蒸汽联合动力热转换壁，23、冲压蒸汽联合动力热转换壁，24、火箭蒸汽联合动力热转换壁，25、载机，26、子机，27、整流罩形蒸汽轮机发电系统，28、火箭蒸汽联合动力系统，29、冲压蒸汽联合动力系统，30、电池，31、输电线，32、压缩机二，33、离合器二，，34、压缩机三，35、燃料喷射器二，36、整流罩形蒸汽发生器。
具体实施方式
[0023] 下面结合附图对本发明做进一步的详细说明。
[0024] 本发明在具体实施时，一种混合式联合动力系统，包括电动机1，所述的电动机1一端通过输电线31连接电池30，另一端通过离合器一2连接有压缩机一3，所述的压缩机一3另一端同轴安装有压缩机二32，所述的压缩机二32一端通过离合器二33连接在蒸气涡轮4的一端，所述的蒸气涡轮4另一端设有压缩机三34；
[0025] 所述的压缩机一3一侧通过燃料输送管连接有燃料箱14，另一侧通过与三通阀总成7相连接的燃料输送管固定在蒸汽发生器6的燃料喷射器一5上；
[0026] 所述的压缩机二32一侧通过氧化剂输送管连接有氧化剂箱15，另一侧通过与所述的三通阀总成7相连接的氧化剂输送管固定在蒸汽发生器6的燃料喷射器二35上；
[0027] 所述的蒸气涡轮4一侧通过超临界工质输送管18连接在所述的三通阀总成7的一个阀口上，所述的三通阀总成7的其余两个阀口分别通过所述的超临界工质输送管18连接在所述的蒸汽发生器6和冲压发动机机构的一端；
[0028] 所述的蒸气涡轮4另一侧通过所述的超临界工质输送管18连接在所述的压缩机三34一端，所述的压缩机三34另一端通过与所述的三通阀总成7相连接的所述的超临界工质输送管18，连接所述的蒸汽发生器6；
[0029] 所述的燃料输送管上连接的所述的三通阀总成7的阀口一端，通过所述的燃料输送管连接在所述的冲压发动机机构一端接口上，另一端接口通过由所述的三通阀总成7连接的氧化剂输送管，与所述的氧化剂箱15相连接。
[0030] 所述的连接所述的压缩机三34和所述的蒸汽发生器6的所述的三通阀总成7，其剩余的一个阀口通过所述的超临界工质输送管18连接在所述的冲压发动机机构上。
[0031] 所述的蒸汽发生器6内部一端设有火箭发动机进气道8，所述的火箭发动机进气道8一侧通过火箭发动机燃烧室9连接有火箭发动机尾喷口10。
[0032] 所述的冲压发动机机构一端设有冲压发动机进气道11，所述的冲压发动机进气道11一侧通过冲压发动机燃烧室12连接有冲压发动机尾喷口13。
[0033] 所述的冲压发动机燃烧室12外壁安装有冲压蒸汽联合动力热转换壁23。
[0034] 所述的超临界工质输送管18一端连接有降温器16。
[0035] 本发明的工作原理：火箭发动机单纯用蒸汽发生器，收集燃烧室辐射热驱动蒸汽涡轮，为吸收更多热量，可在燃烧室中设置换
热管或中空换热翅片，增加换热面积。
[0036] 实施例：
[0037] 电动机1一侧通过输电线31连接电池30，另一侧通过转轴17连接蒸汽发生器6，转轴17上依次安装有离合器一2、压缩机一3、压缩机二32和离合器二33，离合器二33另一侧同轴安装有压缩机三34；
[0038] 压缩机一3一端通过燃料输送管连接燃料箱14，另一端连接至三通阀总成7的一个阀口上，此三通阀总成7剩余的两个阀口，分别通过燃料输送管连接在蒸汽发生器6的燃料喷射器一5和冲压发动机机构的一端接口上；
[0039] 压缩机二32一端通过氧化剂输送管连接氧化剂箱15，另一端连接至三通阀总成7的一个阀口上，此三通阀总成7剩余的两个阀口，分别通过氧化剂输送管连接在蒸汽发生器6的燃料喷射器二35和冲压发动机机构的另一端接口上；
[0040] 蒸气涡轮一侧通过超临界工质输送管18连接有三通阀总成7，此三通阀总成7剩余的两个阀口，分别通过超临界工质输送管18连接蒸汽发生器6和冲压发动机机构；另一侧通过超临界工质输送管18连接压缩机三34，压缩机三34另一端连接在三通阀总成7的一个阀口上，此三通阀总成7剩余的两个阀口通过超临界工质输送管18分别连接蒸汽发生器6和冲压发动机机构。
[0041] 蒸汽发生器6一端设有燃气轮机燃烧室20，燃气轮机燃烧室20内通过转轴17固定有燃气轮机压缩机19，燃气轮机压缩机19一侧同轴安装有燃气轮机高压涡轮21，燃气轮机燃烧室20一侧通过火箭发动机进气道8连接火箭发动机燃烧室9，火箭发动机燃烧室9一侧设有火箭发动机尾喷口10，火箭发动机进气道8外壁安装有燃气蒸汽联合动力热转换壁22。
[0042] 冲压发动机机构一端设有冲压发动机进气道11，冲压发动机进气道11一侧通过冲压发动机燃烧室12连接冲压发动机尾喷口13，冲压发动机燃烧室12外壁安装有冲压蒸汽联合动力热转换壁23。
[0043] 超临界工质输送管18一端连接有降温器16。
[0044] 本实施例与原设计相比，还设有整流罩形蒸汽轮机发电系统27，整流罩形蒸汽轮机发电系统27分别安装在载机25和子机26的前端，整流罩形蒸汽轮机发电系统27包括整流罩形蒸汽发生器36，整流罩形蒸汽发生器36两端通过超临界工质输送管18连接蒸气涡轮4，蒸气涡轮4一侧通过转轴固定有电动机1，电动机1通过输电线31连接有电池30，超临界工质输送管18上安装有降温器16。
[0045] 本实施例中，蒸汽发生器收集燃气轮机和火箭发动机燃烧室的辐射热，驱动蒸汽涡轮，蒸气涡轮和燃气涡轮联合做功，带动燃料泵、氧化剂泵和压缩机工作。
[0046] 整流罩形蒸汽发生器发电系统，包括整流罩形蒸汽发生器、超临界工质输送管、蒸气涡轮、电动机、转轴、输电线和电池，整流罩形蒸汽发生器发电系统用于收集飞行器前端的摩擦热，用于发电，所发的电可通过电动机做功。
[0047] 将火箭发动机、蒸汽轮机联合动力与冲压发动机蒸汽轮机联合动力进行组合，构成载机的动力系统，子机采用火箭发动机蒸汽轮机联合动力，载机先启动火箭发动机蒸汽轮机联合动力，当飞行器达到冲压发动机启动速度时，冲压发动机蒸汽轮机联合动力启动，火箭蒸汽联合动力关闭，冲压发动机高速飞行时，因进气道静压增高和摩擦热的原因，发动机易出现
过热，在冲压发动机达到耐热极限前，载机释放子机，子机启动火箭蒸汽联合动力继续飞行，冲出大气层。
[0048] 本发明的蒸汽循环采用超临界布雷顿循环。
[0049] 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，除非另有明确具本的限定。
[0050] 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，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。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。
[0051] 在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征之“上”或之“下”可以包括第一和第二特征直接
接触，也可以包括第一和第二特征不是直接接触而是通过它们之间的另外的特征接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征
水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”包括第一特征在第二特征正上方和斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。
[0052] 在本
说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”，“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
[0053] 尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、
修改、替换和变型。
