[实用新型]一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机

摘要

本实用新型提出了一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，在双模态超燃冲压发动机的基础上，在进气道和隔离段出口分别设计了移动挡板，在燃烧室出口设计了可抛离尾喷管喉道。使发动机实现0马赫数起动，并且能够在飞行速度Ma0‑3时工作在纯火箭模态，此时发动机性能稳定，加速过程短；在Ma3‑8时工作在双模态超燃冲压发动机模态，此时发动机比冲大，航程远，高速巡航性能优异。该发动机能够在实现宽马赫数范围工作的同时，解决现有火箭基组合循环发动机推进系统结构复杂、技术难度大的问题。

主权项

一种整体式火箭和超燃冲压组合发动机，主要包括进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室、尾喷管和飞行器机身；所述进气道由超声速进气道和进气道开关挡板两部分组成，火箭和超燃冲压共用燃烧室由隔离段、隔离段开关挡板及点火装置、推进剂药柱和燃气通道组成；尾喷管由可抛喷管喉道和尾喷管组成；其特征在于：进气道、火箭和超燃冲压共用燃烧室和尾喷管部分依次首尾相接安装在飞行器机身上，成为一个完整的发动机，进气道开关挡板位于超声速进气道后端，进气道开关挡板后端为隔离段，隔离段开关挡板及点火装置位于隔离段出口处，推进剂药柱安装在燃气通道内，燃气通道出口后端处安装有可抛喷管喉道，尾喷管位于发动机最后端。