可变推力的连续爆震火箭基发动机以及飞行器的制作方法

本发明涉及航空技术领域，尤其是涉及一种可变推力的连续爆震火箭基发动机以及飞行器。

背景技术：

运载火箭(rocketlauncher)用于把人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等送入预定轨道。末级有仪器舱，内装制导与控制系统、遥测系统和发射场安全系统。

在运载火箭的设计制造中，对发动机推力进行合理调节是实现运载火箭飞行环境控制、飞行弹道优化等主动控制能力的必要手段，不仅液体发动机要具备推力调节能力，固体发动机也要通过合理的设计来实现推力控制。

但是，现有技术中用于运载火箭等飞行器上的各类发动机中，推进性能差、结构复杂，为满足推力调整，所增加的重量大，改变喷管结构所造成的冷却与密封难度增大。

技术实现要素：

本发明的目的在于提供一种可变推力的连续爆震火箭基发动机以及飞行器，以解决现有技术中存在的发动机的推进性能差、结构复杂等技术问题。

本发明提供的一种可变推力的连续爆震火箭基发动机，包括：

内芯体；

外筒体，所述外筒体具有轴向贯通的中空腔，用于套设在所述内芯体的外侧；

所述内芯体的外壁与所述外筒体的内壁之间形成有第一间隙，该第一间隙用于构成环形燃烧室；所述外筒体上设置有至少一个预爆震管结构，用于对所述环形燃烧室点火；

集气腔端盖，所述集气腔端盖设置在所述内芯体和所述外筒体的首端，并与所述内芯体和所述外筒体连接；

所述集气腔端盖的侧壁设置有燃料入口，所述燃料入口与所述环形燃烧室连通；

所述集气腔端盖的端面设置有氧化剂入口，所述氧化剂入口与所述环形燃烧室连通；

燃料储箱和第一可调式文氏管，所述燃料储箱通过所述第一可调式文氏管与所述燃料入口连接，用于调整进入所述环形燃烧室的燃料量；和\或，

氧化剂储箱和第二可调式文氏管，所述氧化剂储箱通过所述第二可调式文氏管与所述氧化剂入口连接，用于调整进入所述环形燃烧室的氧化剂量。

进一步的，在本发明的实施例中，所述集气腔端盖的内部具有环形的燃料腔；

所述燃料入口通过所述燃料腔与所述环形燃烧室连通。

进一步的，在本发明的实施例中，所述内芯体与所述集气腔端盖相对的两个端面之间形成有环缝，所述燃料腔通过所述环缝与所述环形燃烧室连通。

进一步的，在本发明的实施例中，所述集气腔端盖的内部具有氧化剂腔；

所述氧化剂入口通过所述氧化剂腔与所述环形燃烧室连通。

进一步的，在本发明的实施例中，所述内芯体上靠近所述集气腔端盖的端面设置有环形槽，该环形槽与所述集气腔端盖的端面之间形成有环形腔；

所述氧化剂腔通过所述环形腔与所述环缝连通，并经过所述环缝与环形燃烧室连通。

进一步的，在本发明的实施例中，所述燃料腔和所述环缝之间设置有若干燃料通道；

若干所述燃料通道呈环形矩阵分布在所述集气腔端盖的内部。

进一步的，在本发明的实施例中，所述氧化剂腔和所述环形腔之间设置有若干氧化剂通道；

若干所述氧化剂通道呈环形矩阵分布在所述集气腔端盖的内部。

进一步的，在本发明的实施例中，所述可变推力的连续爆震火箭基发动机还包括锥体；

所述锥体连接在所述内芯体的尾端；自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述锥体的直径逐渐减小；

所述锥体的外侧套设有收敛筒体，所述收敛筒体的首端与所述外筒体的尾端连接；自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述收敛筒体内壁的直径随着所述锥体直径的减小而减小；

所述收敛筒体的内壁与所述锥体的外壁之间形成有第二间隙，该第二间隙与所述环形燃烧室连通并构成所述环形燃烧室的一部分。

进一步的，在本发明的实施例中，所述可变推力的连续爆震火箭基发动机还包括扩张筒体；

所述扩张筒体套设在所述锥体的外侧，且所述扩张筒体的首端与所述收敛筒体的尾端连接；

自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述扩张筒体内壁的直径随着所述锥体直径的减小而减小，且所述扩张筒体的内壁与所述锥体的外壁之间的距离逐渐增大；

所述扩张筒体的内壁与所述锥体的外壁之间形成有第三间隙，该第三间隙与所述第二间隙连通并构成所述环形燃烧室的一部分。

本发明还提供了一种飞行器，包括所述的可变推力的连续爆震火箭基发动机。

在上述技术方案中，相对于常规火箭发动机，这种连续爆震火箭基发动机具有更高的燃烧效率、更简单的发动机结构以及更大的推重比。结合连续爆震火箭基发动机自身的可调节性，可以通过增加其燃料、氧化剂的流量，使单位时间内注入发动机的燃料、氧化剂量增大，而燃料、氧化剂混合物量的增大，便会导致连续爆震火箭基发动机内部波头数的增多，以及爆震压力的上升，进而增大连续爆震火箭基发动机产生的推力。同理，减小其燃料、氧化剂的流量，也可导致连续爆震火箭基发动机推力的减小。通过计算可知，这种基于连续爆震火箭基发动机的推力调节能力，其调节范围可在20％-120％之间，具有良好的发展前景，居世界领先地位。

综上所述，利用上述连续爆震火箭基发动机热效率高、结构简单等特点，可以赋予推力控制技术更高效的推进性能与更简单、可靠的系统结构。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的第一主视图；

图2为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的侧视图；

图3为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的剖视图；

图4为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的第二主视图；

图5为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的爆炸图；

图6为本发明一个实施例提供的内芯体的立体图；

图7为本发明一个实施例提供的内芯体的剖视图；

图8为本发明一个实施例提供的外筒体的立体图；

图9为本发明一个实施例提供的外筒体的剖视图；

图10为本发明一个实施例提供的集气腔端盖的立体图；

图11为本发明一个实施例提供的收敛筒体的立体图；

图12为本发明一个实施例提供的收敛筒体的剖视图；

图13为本发明一个实施例提供的锥体的立体图；

图14为本发明一个实施例提供的扩张筒体的剖视图。

附图标记：

1-内芯体；2-外筒体；3-集气腔端盖；

4-燃料入口；5-氧化剂入口；6-锥体；

7-收敛筒体；8-扩张筒体；

21-环形燃烧室；

31-燃料腔；32-环缝；33-氧化剂腔；

34-环形腔；35-燃料通道；36-氧化剂通道；

37-第一可调式文氏管；38-第二可调式文氏管；

71-第二间隙；81-第三间隙。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

图1为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的第一主视图；图2为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的侧视图；图3为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的剖视图；图4为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的第二主视图；图5为本发明一个实施例提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机的爆炸图；图6为本发明一个实施例提供的内芯体1的立体图；图7为本发明一个实施例提供的内芯体1的剖视图；图8为本发明一个实施例提供的外筒体2的立体图；图9为本发明一个实施例提供的外筒体2的剖视图；图10为本发明一个实施例提供的集气腔端盖3的立体图；如图1-10所示，本实施例提供的一种可变推力的连续爆震火箭基发动机，包括：

内芯体1；

外筒体2，所述外筒体2具有轴向贯通的中空腔，用于套设在所述内芯体1的外侧；

所述内芯体1的外壁与所述外筒体2的内壁之间形成有第一间隙，该第一间隙用于构成环形燃烧室21；所述外筒体2上设置有至少一个预爆震管结构，用于对所述环形燃烧室21点火；

集气腔端盖3，所述集气腔端盖3设置在所述内芯体1和所述外筒体2的首端，并与所述内芯体1和所述外筒体2连接；

所述集气腔端盖3的侧壁设置有燃料入口4，所述燃料入口4与所述环形燃烧室21连通；

所述集气腔端盖3的端面设置有氧化剂入口5，所述氧化剂入口5与所述环形燃烧室21连通；

燃料储箱和第一可调式文氏管37，所述燃料储箱通过所述第一可调式文氏管37与所述燃料入口4连接，用于调整进入所述环形燃烧室21的燃料量；和\或，

氧化剂储箱和第二可调式文氏管38，所述氧化剂储箱通过所述第二可调式文氏管38与所述氧化剂入口5连接，用于调整进入所述环形燃烧室21的氧化剂量。

根据上述结构可知，所述内芯体1的外壁与所述外筒体2的内壁之间形成有第一间隙，该第一间隙构成的环形燃烧室21可以提供燃烧空间，供输入进该连续爆震火箭基发动机内的氧化剂和燃料进行燃烧。这种连续爆震火箭基发动机只需起初起爆一次便可以连续的传播下去，并具有自身可调节的特性。基于连续爆震火箭基发动机的这种自身可调节特性，本申请结合了第一可调式文氏管37和第二可调式文氏管38的使用，可以对输入至所述环形燃烧室21内的氧化剂和燃料的量进行调整，以达到对连续爆震火箭基发动机推力控制的目的。

所述第一可调式文氏管37和第二可调式文氏管38结构相同，都是采用文氏管体和调节针锥构成，调节针锥插接在文氏管体的喉部中心，并通过电机控制，使调节针锥在文氏管体的喉部中心进出，进而控制燃料和氧化剂的流量。本领域技术人员可以根据实际情况对所述第一可调式文氏管37和第二可调式文氏管38的结构、型号、种类等进行调整，以合理的控制燃料和氧化剂的流量，在此便不做限定。

上述提供的可变推力的连续爆震火箭基发动机上携带着用于提供燃料和氧化剂的燃料储箱和氧化剂储箱。燃料储箱内的燃料主要包括气体燃料，例如氢气等可燃气体；氧化剂储箱内的氧化剂主要包括氧气或者含氧气体。本领域技术人员可以根据需求调整燃料和氧化剂的种类，在此便不做限定。

工作过程中，预爆震管结构可以对所述环形燃烧室21进行点火，经过一次点火便可以使发动机持续工作，在此期间，可以通过相应的控制器对所述第一可调式文氏管37和第二可调式文氏管38内的电机进行控制(控制器可采用现有技术)，进而控制所述第一可调式文氏管37和第二可调式文氏管38的开度。其中，所述燃料储箱内的燃料会经过所述第一可调式文氏管37调控后以适当的流量进入到所述集气腔端盖3的燃料入口4，并经过燃料入口4进入到所述环形燃烧室21内；同理，所述氧化剂储箱内的氧化剂也会经过所述第二可调式文氏管38调控后以适当的流量进入到所述集气腔端盖3的氧化剂入口5，并经过氧化剂入口5进入到所述环形燃烧室21内，与所述燃料进行混合燃烧，形成推力。

所以，利用控制器可以对所述第一可调式文氏管37和第二可调式文氏管38的开度进行实时调整，以便可以对输入至所述环形燃烧室21内的氧化剂和燃料的量进行实时控制，通过调整注入燃料、氧化剂的流量，可改变燃料、氧化剂掺混物的量及其掺混比例，通过改变掺混物的量及比例，可对其推力进行调整。所以，当输入至所述环形燃烧室21内的氧化剂和燃料的量发生变化时，就能够对连续爆震火箭基发动机的推力进行实时的调整，实现连续爆震火箭基发动机的可变推力控制。

相对于常规火箭发动机，这种连续爆震火箭基发动机具有更高的燃烧效率、更简单的发动机结构以及更大的推重比。结合连续爆震火箭基发动机自身的可调节性，可以通过增加其燃料、氧化剂的流量，使单位时间内注入发动机的燃料、氧化剂量增大，而燃料、氧化剂混合物量的增大，便会导致连续爆震火箭基发动机内部波头数的增多，以及爆震压力的上升，进而增大连续爆震火箭基发动机产生的推力。同理，减小其燃料、氧化剂的流量，也可导致连续爆震火箭基发动机推力的减小。通过计算可知，这种基于连续爆震火箭基发动机的推力调节能力，其调节范围可在20％-120％之间，具有良好的发展前景，居世界领先地位。

综上所述，利用上述连续爆震火箭基发动机热效率高、结构简单等特点，可以赋予推力控制技术更高效的推进性能与更简单、可靠的系统结构。

继续参考图3，在本发明的实施例中，所述集气腔端盖3的内部具有环形的燃料腔31；

所述燃料入口4通过所述燃料腔31与所述环形燃烧室21连通。

所以，当燃料进入到所述燃料入口4以后，便可以首先进入到环形的燃料腔31，通过燃料腔31的环形结构，形成缓冲的效果，并同时使燃料均匀的分散，然后再经过燃料腔31进入到环形燃烧室21内。如此便可以使燃料在输入至所述环形燃烧室21的过程中更加稳定和均匀，保证爆震的稳定性，在对连续爆震火箭基发动机的推力进行调整时仍然能够使连续爆震火箭基发动机平稳的飞行。

继续参考图3，在本发明的实施例中，所述内芯体1与所述集气腔端盖3相对的两个端面之间形成有环缝32，所述燃料腔31通过所述环缝32与所述环形燃烧室21连通。

当燃料通过所述燃料腔31进入到所述环形燃烧室21的过程中，还能够首先经过所述环缝32，该环缝32具有限流的作用，对燃料的输入具有更加精确的控制效果。所以，通过对燃料的精确控制也就可以直接对推力进行更加精确的控制。

继续参考图3，在本发明的实施例中，所述集气腔端盖3的内部具有氧化剂腔33；

所述氧化剂入口5通过所述氧化剂腔33与所述环形燃烧室21连通。

同理的，当氧化剂进入到所述氧化剂入口5以后，便可以首先进入到氧化剂腔33，形成缓冲的效果，并同时使氧化剂均匀的分散，然后再经过氧化剂腔33进入到环形燃烧室21内。如此便可以使氧化剂在输入至所述环形燃烧室21的过程中更加稳定和均匀，与燃料之间形成稳定的混合，保证爆震的稳定性，在对连续爆震火箭基发动机的推力进行调整时仍然能够使连续爆震火箭基发动机平稳的飞行。

继续参考图3，在本发明的实施例中，所述内芯体1上靠近所述集气腔端盖3的端面设置有环形槽，该环形槽与所述集气腔端盖3的端面之间形成有环形腔34；

所述氧化剂腔33通过所述环形腔34与所述环缝32连通，并经过所述环缝32与环形燃烧室21连通。

当氧化剂通过所述氧化剂腔33进入到所述环形燃烧室21的过程中，还能够首先经过由所述环形槽与所述集气腔端盖3的端面之间形成的环形腔34内，所以氧化剂进入到氧化剂腔33缓冲以后，便可以沿着该环形腔34周向均匀的进入到环形燃烧室21内，并与燃料发生混合，这样会使氧化剂的输入更加均匀，也直接提高了连续爆震火箭基发动机的稳定性。

并且，所述氧化剂腔33通过所述环形腔34与所述环缝32连通，所以燃料和氧化剂分别经过燃料腔31和氧化剂腔33后可以首先在环缝32接触并混合，然后再进入到环形燃烧室21，这种结构可以对燃料和氧化剂的量同时进行精准的控制，保证对推力进行更加精确的控制。

继续参考图3，在本发明的实施例中，所述燃料腔31和所述环缝32之间设置有若干燃料通道35；

若干所述燃料通道35呈环形矩阵分布在所述集气腔端盖3的内部。

所以，通过若干均匀分布的燃料通道35，便可以使燃料周向均匀的输入到所述环缝32内，与氧化剂进行均匀的混合。其中，环形矩阵即表示燃料通道35为一周的结构，燃料通道35可以是一周联通的缝，也可以是离散的管道。

继续参考图3，在本发明的实施例中，所述氧化剂腔33和所述环形腔34之间设置有若干氧化剂通道36；

若干所述氧化剂通道36呈环形矩阵分布在所述集气腔端盖3的内部。

同理，通过若干均匀分布的氧化剂通道36，便可以使氧化剂周向均匀的输入到所述环缝32内，与燃料进行均匀的混合。其中，环形矩阵即表示氧化剂通道36为一周的结构，氧化剂通道36可以是一周联通的缝，也可以是离散的管道。

图11为本发明一个实施例提供的收敛筒体7的立体图；图12为本发明一个实施例提供的收敛筒体7的剖视图；图13为本发明一个实施例提供的锥体6的立体图；如图11-13所示，并继续参考图3，在本发明的实施例中，所述可变推力的连续爆震火箭基发动机还包括锥体6；

所述锥体6连接在所述内芯体1的尾端；自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述锥体6的直径逐渐减小；

所述锥体6的外侧套设有收敛筒体7，所述收敛筒体7的首端与所述外筒体2的尾端连接；自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述收敛筒体7内壁的直径随着所述锥体6直径的减小而减小；

所述收敛筒体7的内壁与所述锥体6的外壁之间形成有第二间隙71，该第二间隙71与所述环形燃烧室21连通并构成所述环形燃烧室21的一部分。

所以，通过在其尾端接入锥体6和相配合的收敛筒体7，可以提高发动机的推力和比冲。

图14为本发明一个实施例提供的扩张筒体8的剖视图；如图14所示，并继续参考图3，在本发明的实施例中，所述可变推力的连续爆震火箭基发动机还包括扩张筒体8；

所述扩张筒体8套设在所述锥体6的外侧，且所述扩张筒体8的首端与所述收敛筒体7的尾端连接；

自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述扩张筒体8内壁的直径随着所述锥体6直径的减小而减小，且所述扩张筒体8的内壁与所述锥体6的外壁之间的距离逐渐增大；

所述扩张筒体8的内壁与所述锥体6的外壁之间形成有第三间隙81，该第三间隙81与所述第二间隙71连通并构成所述环形燃烧室21的一部分。

所以，通过在收敛筒体7的尾端接入与锥体6相配合的扩张筒体8，便可以进一步的提高发动机的推力和比冲。

本发明还提供了一种飞行器，包括所述的可变推力的连续爆震火箭基发动机。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。