本实用新型属于航空动力领域，具体涉及的是一种火箭冲压发动机。
背景技术：
人类在征服大自然的漫长岁月中，早就产生了翱翔天空、遨游宇宙的愿望。在生产力和科学技术水平都很低下的时代，这种愿望只能停留在幻想的阶段。虽然人类很早就做过种种飞行的探索和尝试，但实现这一愿望还是从18世纪的热空气气球升空开始的。
自从20世纪初第一架带动力的、可操纵的飞机完成了短暂的飞行之后，人类在大气层中飞行的古老梦想才真正成为现实。经过许多杰出人物的艰苦努力，航空科学技术得到迅速发展，飞机性能不断提高。人类逐渐取得了在大气层内活动的自由，也增强了飞出大气层的信心。
到了50年代中期，在火箭、电子、自动控制等科学技术有了显著进展的基础上，第一颗人造地球卫星发射成功，开创了人类航天开始成为人类活动的新疆域。
航空航天事业的发展是20世纪科学技术飞跃进步，社会生产突飞猛进的结果。航空航天的成果集中了科学技术的众多新成就。迄今为止的航空航天活动，虽然还只是人类离开地球这个摇篮的最初几步，但它的作用已远远超出科学技术领域，对政治、经济、军事以至人类社会生活都产生了广泛而深远的影响。
航空航天的发展虽然与军事应用密切相关，但更为重要的是人类在这个领域所取得的巨大进展，对国民经济的众多部门和社会生活的许多方面都产生了重大影响，改变了世界的面貌。
航空的发展大大改变了交通运输的结构，飞机为人们提供了一种快速、方便、经济、安全、舒适的运输手段,国际航班已经代替了远洋客轮,成为人们洲际往来的主要工具，密切了世界各国的交往。国内航班在一些国家更多地代替了铁路客运，加快了边远地区的开发。
大型喷气式客机和通信卫星被认为是信息社会的两个重要支柱。在工业方面，飞机还广泛用于空中摄影、大地测绘、地质勘探和资源调查；在农业方面，飞机用于播种施肥、除草灭虫、森林防火以及环境保护。这一切对传统生产方式的变革产生了深远的影响。
冲压发动机是一种新型的、用于高速飞行的、尖端航空科学技术。它正在日新月异的迅速发展。在这个领域内，有着广泛的复杂问题需要研究解决。
目前，航空发动机主要分为涡轮风扇发动机、涡喷发动机、螺旋桨发动机等，但这些发动机普遍都无法达到较高的飞行速度，最快也只能飞到两马赫左右，原因是这些飞机多采用涡轮风扇发动机，而涡轮风扇发动机是利用涡轮风扇旋转带动气流反推力，当涡轮风扇转速达到一定程度后，强大的离心力将导致其结构断裂无法继续，当空气速度达到两马赫以上时，所有涡轮风扇都不适合运转，如果取消发动机内部的涡轮风扇等设备，让气流直接进入发动机，然后通过调整发动机的构造，进入发动机内部的气流压强就会自动上升，只要空气流动速度能够降低到音速以下就可以进入燃烧室和燃料混合点燃使用了，点燃后的高压燃气由喷口喷出，将产生强大的反推力，就能推动飞机向前飞行，这就是冲压发动机的原理，但冲压发动机不能够在低速下起飞。
火箭发动机因飞行器自带推进剂，氧化剂，不依赖外界空气的喷气发动机，可以在大气层以外的空间工作，燃料在火箭发动机内转化为工质的动能，形成高速射流排降而产生推力，但火箭发动机需要大量的氧化剂，增加了飞行器的重量，这也是火箭发动机的弱点。
技术实现要素：
本实用新型要解决的技术问题是提供一种重量轻、体积小、成本低、单位推力大、速度快的火箭冲压发动机。
为实现上述目的，本实用新型采用的技术方案是：一种火箭冲压发动机，其结构要点是，包括高压液氮罐、氧化剂储存室、燃烧剂储存室和发动机本体，高压液氮罐分别与氧化剂储存室和燃烧剂储存室连接，氧化剂储存室和燃烧剂储存室分别与发动机本体连接；发动机本体内设有第一燃烧室、辅助燃烧室和可调节尾喷管，第一燃烧室与辅助燃烧室连通，辅助燃烧室与可调节尾喷管连通，第一燃烧室和辅助燃烧室内均设有点火器，第一燃烧室和辅助燃烧室内均设有氧化剂喷嘴和燃烧剂喷嘴；第一燃烧室上设有外开口大于内开口的倒置的圆锥形的可调节进气口；第一燃烧室的容积小于辅助燃烧室的容积；所述的可调节进气口的内开口小于可调节尾喷管的直径。
作为本实用新型的优选方案，辅助燃烧室为2-3个。
作为本实用新型的优选方案，发动机本体上设有电池组，电池组连接有升压器，升压器上设有点火控制开关并通过电缆线与第一燃烧室和辅助燃烧室内的点火器连接。
作为本实用新型的优选方案，燃烧剂储存室通过燃烧剂管道分别与发动机本体内的第一燃烧室和辅助燃烧室连通，燃烧剂管道上由燃烧剂储存室至发动机本体方向依次设有燃烧剂增压泵和燃烧剂控制阀。
作为本实用新型的优选方案，氧化剂储存室通过氧化剂管道分别与第一燃烧室和辅助燃烧室连通，氧化剂管道上设有氧化剂增压泵和氧化剂控制阀。
作为本实用新型的优选方案，高压液氮罐通过管道分流与燃烧剂储存室和氧化剂储存室连接，管道分流处设有液压控制阀，液压控制阀采用电磁控制器构成。
作为本实用新型的优选方案，氧化剂控制阀和燃烧剂控制阀均采用电磁控制器构成。
作为本实用新型的优选方案，第一燃烧室和辅助燃烧室内的点火器均为数个，数个点火器共连一根电缆线。
本实用新型在使用过程中，当飞机起飞时，打开液压控制阀，启动氧化剂增压泵，打开氧化剂控制阀，启动燃烧剂曾压泵，打开燃料剂控制阀，分别经过氧化剂管道和燃烧剂管道达到氧化剂喷嘴和燃烧剂喷嘴，打开点火控制开关，点火后启动发动机，当飞机起飞后在空气中加速到两马赫左右时，冲压发动机正常工作，可以关闭氧化剂控制阀或减少氧化剂供应量，根据飞行速度和要求可以有效调节所述燃料和氧化剂的供应量，达到飞机高速安全的飞行。
本实用新型的有益效果是：设计合理，结构简单，充分利用了火箭发动机和冲压发动机的有点，而且重量轻，体积小，单位推力较高，生产成本较低，能够达到速度较快。
附图说明
图1为本实用新型的结构示意图；
其中，1-高压液氮罐，2-氧化剂储存室，3-燃烧剂储存室，4-发动机本体，5-第一燃烧室，6-辅助燃烧室，7-可调节尾喷管，8-点火器，9-可调节进气口，11-电池组，12-升压器，13-点火控制开关，14-电缆线，15-燃烧剂管道，16-燃烧剂增压泵，17-燃烧剂控制阀，18-氧化剂管道，19-氧化剂增压泵，20-氧化剂控制阀，21-液压控制阀，22-氧化剂喷嘴，23-燃烧剂喷嘴。
具体实施方式
下面结合附图对本实用新型做进一步解释说明，但不限制本实用新型的保护范围。
如图1所示，一种火箭冲压发动机，包括高压液氮罐1、氧化剂储存室2、燃烧剂储存室3和发动机本体4，高压液氮罐1分别与氧化剂储存室2和燃烧剂储存室3连接，氧化剂储存室2和燃烧剂储存室3分别与发动机本体4连接；所述的发动机本体4内设有第一燃烧室5、辅助燃烧室6和可调节尾喷管7，第一燃烧室5与辅助燃烧室6连通，辅助燃烧室6与可调节尾喷管7连通，第一燃烧室5和辅助燃烧室6内均设有点火器8，第一燃烧室5和辅助燃烧室6内均设有氧化剂喷嘴22和燃烧剂喷嘴23；第一燃烧室5上设有外开口大于内开口的倒置的圆锥形的可调节进气口9；所述的第一燃烧室5的容积小于辅助燃烧室6的容积；所述的可调节进气口9的内开口小于可调节尾喷管7的直径。
所述的发动机本体4上设有电池组11，电池组11连接有升压器12，升压器12上设有点火控制开关13并通过电缆线14与第一燃烧室5和辅助燃烧室6内的点火器8连接。
所述的燃烧剂储存室3通过燃烧剂管道15分别与发动机本体4内的第一燃烧室5和辅助燃烧室6连通，燃烧剂管道15上由燃烧剂储存室3至发动机本体4方向依次设有燃烧剂增压泵16和燃烧剂控制阀17。
所述的氧化剂储存室2通过氧化剂管道18分别与第一燃烧室5和辅助燃烧室6连通，氧化剂管道18上设有氧化剂增压泵19和氧化剂控制阀20。
所述的高压液氮罐1通过管道分流与燃烧剂储存室3和氧化剂储存室2连接，管道分流处设有液压控制阀21，液压控制阀21采用电磁控制器构成；所述的氧化剂控制阀20和燃烧剂控制阀17均采用电磁控制器构成。
所述的第一燃烧室5和辅助燃烧室6内的点火器8均为数个，数个点火器8共连一根电缆线14。
作为本实用新型的另一种实施例，一种火箭冲压发动机，包括高压液氮罐1、氧化剂储存室2、燃烧剂储存室3和发动机本体4，高压液氮罐1分别与氧化剂储存室2和燃烧剂储存室3连接，氧化剂储存室2和燃烧剂储存室3分别与发动机本体4连接；所述的发动机本体4内设有第一燃烧室5、辅助燃烧室6和可调节尾喷管7，第一燃烧室5与辅助燃烧室6连通，辅助燃烧室6与可调节尾喷管7连通，第一燃烧室5和辅助燃烧室6内均设有点火器8，第一燃烧室5和辅助燃烧室6内均设有氧化剂喷嘴22和燃烧剂喷嘴23；第一燃烧室5上设有外开口大于内开口的倒置的圆锥形的可调节进气口9；所述的第一燃烧室5的容积小于辅助燃烧室6的容积；所述的可调节进气口9的内开口小于可调节尾喷管7的直径，其中辅助燃烧室6为2-3个。
本实用新型在具体实施例中，当飞机起飞时，打开液压控制阀21，启动氧化剂增压泵19，打开氧化剂控制阀20，启动燃烧剂曾压泵16，打开燃料剂控制阀17，分别经过氧化剂管道18和燃烧剂管道15达到氧化剂喷嘴22和燃烧剂喷嘴23，打开点火控制开关13，点火后启动发动机，当飞机起飞后在空气中加速到两马赫左右时，冲压发动机正常工作，可以关闭氧化剂控制阀20或减少氧化剂供应量，根据飞行速度和要求可以有效调节所述燃料和氧化剂的供应量，达到飞机高速安全的飞行。
本实用新型的液压控制阀21、氧化剂控制阀20和燃烧剂控制阀17均采用电磁控制器构成，便于操作人员操作，而且点火器8为数个，能够提高点火保险系数。
以上显示和描述了本实用新型的基本原理、主要特征和本实用新型的优点。本行业的技术人员应该了解，本实用新型不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中的描述仅为本实用新型的优选例，本实用新型并不受上述优选例的限制，在不脱离本实用新型精神和范围的前提下，本实用新型还可有各种变化和改进，这些变化和改进都落入本实用新型要求保护的范围内。