[发明专利]火箭基组合循环发动机

权利要求书

1.一种火箭基组合循环发动机，其特征在于：包括壳体、进气道、中心锥、火箭燃烧室，超燃燃烧室以及超燃喷管，所述壳体内依次设置有进气道、超燃燃烧室，所述进气道内设置有中心锥，中心锥的末端连接有火箭燃烧室，所述火箭燃烧室的末端连接有塞式喷管；所述火箭燃烧室包括筒状外壳以及设置在筒状外壳内的火箭燃烧室内芯，所述筒状外壳的一端连接在中心锥上且与中心锥光滑过渡连接，火箭燃烧室内芯的一端连接在中心锥上，火箭燃烧室内芯与筒状外壳的中心轴线重合；来流空气从进气道入口经进气道进入到超燃燃烧室，超燃燃烧室的末端连接有超燃喷管；

所述火箭燃烧室的内芯末端设置有塞锥，所述塞锥呈类锥体形状，塞锥的底端连接内芯末端，塞锥的尖端朝向火箭燃烧室的外端，所述筒状外壳的末端设有环套，环套内壁与塞锥之间形成喉道，所述塞锥和环套构成了火箭燃烧室出口端的环喉式塞式喷管；其中喉道的最小流通面积处的喉部面积At由火箭发动机流量和燃烧室设定室压p_c确定，表达式为：

其中，G，R，T分别为比热比系数、燃气气体常数和燃烧温度；

火箭燃烧室内芯和筒状外壳之间环形通道的横截面积应大于喉部面积At的3倍。

2.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：所述中心锥的中心轴线、火箭燃烧室的中心轴线以及进气道的中心轴线重合。

3.根据权利要求1或2所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：所述塞式喷管是环喉式塞式喷管、环簇式塞式喷管或瓦状环簇式塞式喷管。

4.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：所述塞锥以及环套均为轴对称结构；所述塞锥的底端至塞锥的尖端是呈曲线平滑过渡；

所述环套的内径从其与筒状外壳的末端的连接端至其另一端逐渐减小，即环套的内壁沿着环套的长度方向逐渐向塞锥延伸。

5.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：超燃燃烧室为一微小扩张的轴对称圆筒结构体，其扩张半角选取为1.5度，超燃燃烧室的长度不小于0.8米；超燃喷管的出口直径为壳体直径D0，超燃喷管的入口直径与超燃燃烧室的出口直径一致。

6.根据权利要求1所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：在超燃燃烧室的轴向长度方向上的一长度处的内壁面上设置有一圈燃油喷嘴，相邻燃油喷嘴间的间距相等，燃油喷嘴在轴向长度方向上与塞锥尖端的距离是0.3m。

7.根据权利要求6所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：燃油喷嘴采用直流式喷嘴即在超燃燃烧室的内壁面上开设供燃油喷出的小孔。

8.根据权利要求7所述的火箭基组合循环发动机，其特征在于：供燃油喷出的小孔的深度选取为5mm；小孔的直径根据燃油流量确定，计算公式为：

其中，为燃油质量流量，选取为空气流量的0.04倍；c_d为燃油喷嘴的流量系数，对直流式喷嘴来说，流量系数为0.7；n为喷嘴个数；ρ_p为燃油密度；Δp为燃油的喷注压降，取为2～3MPa。