[发明专利]一体化引射火箭发动机组件及其发动机

说明书

本发明提供一种一体化引射火箭发动机组件，冲压进气道、三支板以及引射火箭，所述三支板分别为氧化剂支板、燃料支板、测压线路板；所述三支板将引射火箭吊挂于冲压进气道内。本发明还提供火箭基组合循环发动机。本发明能够减小结构尺寸，从而减小对空气来流的影响。

技术领域

本发明属于火箭基组合循环(RBCC)发动机领域，涉及一种小尺寸一体化引射火箭发动机组件及其发动机。本发明的一体化引射火箭发动机，主要适用对象为火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)发动机中使用气氧/燃料的引射火箭发动机。

背景技术

随着各国对航天领域的不断探索，火箭基组合循环(RBCC)发动机凭借可重复使用、成本低等优势，成为最有可能应用于未来天地往返推进系统之一。RBCC发动机主要由冲压进气道、引射火箭、冲压补燃室、尾喷管等组成；其中引射火箭是火箭基组合循环发动机的重要部件，在引射模态下是发动机推力的主要来源。

目前，各国针对不同的任务需求，设计了不同的RBCC构型方案：Strutjet发动机和ISTAR发动机采用矩形的内流道，其中引射火箭布置于燃烧室中部流道中心；日本JAXA-RBCC发动机采用矩形截面内流道，其中引射火箭发动机布置于隔离段出口顶壁；国内西安航天动力研究所提出一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道专利，其进气道设计为曲面圆弧；中国人民解放军国防科技大学提出一种应用于火箭基组合循环发动机的中心布局引射火箭，其采用塞式尾喷管提高冲压模态下引射火箭尾喷管底部压力，减小底阻，减小了总压损失。

上述不同的RBCC构型方案中，引射火箭布置于隔离段出口顶壁的方案，一次流和二次流之间掺混较差；引射火箭布置于燃烧室中心的方案，没有考虑引射火箭布置在冲压进气道中对空气来流的影响。同时，以上各方案都没有从试验层次提出模块安装，以方便随时更换构型进行试验的思想。

发明内容

本发明的目的是提供一种一体化引射火箭发动机组件，能够减小结构尺寸，从而减小对空气来流的影响。

本发明采用的技术方案为：

本发明的一方面提供一种一体化引射火箭发动机组件，冲压进气道、三支板以及引射火箭，所述三支板分别为氧化剂支板、燃料支板、测压线路板；所述三支板将引射火箭吊挂于冲压进气道内；

所述引射火箭包括头部和推力室，所述头部包括点火器，所述点火器外侧设置有与所述点火器相配合的配合件，所述配合件的外侧设置有头部夹壁，所述头部夹壁沿空气来流方向的前端与所述配合件相互围合形成燃料集液腔，且所述头部夹壁与配合件之间形成燃料喷嘴，所述燃料喷嘴与燃料集液腔相联通；

所述头部夹壁沿空气来流方向的后端设置有喷嘴构件，所述头部夹壁与喷嘴构件相互围合形成氧化剂集液腔，且喷嘴构件上设置有氧化剂喷嘴，所述氧化剂喷嘴与氧化剂集液腔相联通；所述头部夹壁外端设置有头部外套，且所述配合件与喷嘴构件设置于所述头部外套内；

所述氧化剂支板包括氧化剂支板本体，所述氧化剂支板本体内设置有氧化剂管路；

所述燃料支板包括燃料支板本体，所述燃料支板本体；

所述测压线路板包括测压线路板本体，所述测压线路板本体内设置有测压管路和线路管路。

优选的，所述推力室包括推力室前壁、等直段、喉部以及尾喷管外套构件，所述等直段设于所述推力室前壁与喉部之间；

所述尾喷管外套构件包括尾喷管和推力室外套，所述尾喷管设于喉部后端，所述推力室外套设于所述等直段外端，且尾喷管和推力室外套为一体成型设置。

优选的，所述配合件包括主体部、沿主体部向前端延伸的延伸部、以及沿主体部向后端延伸的螺纹部；

所述延伸部上设置有配合件定位销，所述主体部外表面设置有配合件肋条，所述螺纹部内设置有螺纹孔；