本发明属于推进技术领域，具体涉及一种火箭发动机。
背景技术：
固体火箭发动机的长尾喷管有两种构型，亚音速长尾喷管和超音速长尾喷管。超音速长尾喷管由于摩擦损失较大，不适合工程应用。固体火箭发动机工程应用上都使用亚音速长尾喷管，但亚音速长尾喷管将长尾管设置在喉衬前面，造成热损失较大，且热损失只能根据经验计算，造成性能预估时需要多次迭代，另外较大的热损失也容易造成喉部沉积严重。
技术实现要素：
本发明提供一种火箭发动机，基于长尾喷管构型，以达到有效解决亚音速长尾喷管热损失、摩擦损失、喉衬沉积问题，确保喷管效率与普通喷管效率相当的目的。
为解决上述技术问题，本发明所采用的技术方案是：一种火箭发动机，包括喷管，喷管外部为喷管壳体，其内依次设置收敛段、喉衬及扩张段；收敛段采用二次收敛结构。
进一步地，所述收敛段、喉衬和扩张段与喷管壳体之间采用胶黏剂粘接。
进一步地，所述二次收敛结构中，第一次收敛时，收敛半角为58~62°，第二次收敛时，收敛半角为11~13°。
优选地，所述第一次收敛时，收敛半角为60°，第二次收敛时，收敛半角为12°。
进一步地，所述扩张段为小扩张角长锥形结构，扩张半角为1.4~1.6°。
更优选地，所述扩张段的扩张半角为1.5°。
进一步地，所述扩张段的一部分与喉衬的外环部分粘接。
进一步地，所述收敛段、扩张段采用高硅氧-酚醛树脂模压材料。
进一步地，喉衬采用三维编织碳/碳复合材料。
本发明的外结构仍然为长尾喷管构型，可减小燃气进入喉衬前的热损失，长尾段设置在喉衬之后，但又不同于超音速长尾段，使用小扩张角长锥形扩张段代替超音速长尾段，可以大幅降低喉衬之后超音速流的摩擦损失。扩张段的一部分与喉衬的外环部分粘接，起到了背衬的作用，实现了一体式结构，简化了结构，提高了可靠性。
采用此技术方案，喉衬位置可以根据工程需要，结合热损失数据、扩张半角等设计参数，根据实际需求随意调整，可获得最优喷管结构，既保证了喷管结构长度，又能大幅降低超声速燃气摩擦损失，保证喷管效率。
附图说明
图1为的本发明的结构示意图。
具体实施方式
以下结合实施例及附图来进一步说明本发明，但本发明要求保护的范围并不局限于实施例表述的范围。
如图1所示，一种火箭发动机，包括喷管，喷管外部为喷管壳体1，其内依次设置收敛段2、喉衬3及扩张段4；收敛段采用二次收敛结构。喷管壳体为金属材料，主要起到固定、支撑和抗压作用，
优选的方案中，所述收敛段、喉衬和扩张段与喷管壳体之间采用胶黏剂粘接。
进一步地，所述二次收敛结构中，第一次收敛时，收敛半角为60°，可大幅缩短喷管长度，有效降低喷管质量，第二次收敛时，收敛半角为12°可有效降低喉衬前的烧蚀，喉衬位置靠近喷管入口，大幅降低喉衬前的燃气热损失，减少喉衬al2o3沉积。
更进一步地，所述扩张段为小扩张角长锥形结构，扩张半角为1.5°。既保证了喷管结构长度，又能大幅降低超声速燃气摩擦损失，保证喷管效率。
优选地，所述扩张段与背衬采用一体式结构。减少了对接缝隙，减少了气流通道，可有效保证喷管安全性。
优选地，所述收敛段、扩张段采用高硅氧-酚醛树脂模压材料。降低喷管烧蚀率，并具有优良的绝热效果，保证喷管结构安全
优选地，喉衬采用三维编织碳/碳复合材料。可有效降低喉部烧蚀，保证内弹道参数稳定。
采用上述结构设置，喷管的效率可以达到≥91.2%。