一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机

1.本发明涉及航空航天发动机结构设计技术领域，具体涉及一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机。


背景技术：

2.传统航空航天发动机普遍采用等压燃烧释能方式工作，如涡喷/涡扇/涡桨发动机、固体/液体火箭发动机以及亚燃/超燃冲压发动机等，发动机热效率的提升面临“天花板”，对于进一步提升发动机性能的迫切需求也已不能满足。爆轰燃烧近似等容燃烧，较之等压燃烧有着更高的热效率，若能将发动机的释能方式转换成爆轰燃烧，则有望打破发动机的性能“瓶颈”，因此近年来爆轰发动机在国内外受到了广泛关注，逐渐成为新一代航空航天推进技术的研究热点。
3.连续爆轰发动机具有结构简单、单次起爆、自维持、自增压、热效率高、入流范围宽、推力大等优势，是目前最有希望带来航空航天推进领域技术跨越的革命性技术，具有良好的工程应用前景。而连续爆轰冲压发动机是使用爆轰燃烧作为燃烧组织方式的新型冲压推进系统，其采用连续爆轰燃烧室代替了传统冲压发动机燃烧室，通过进气道从外部环境中取得氧化剂，连续爆轰冲压发动机兼具了连续爆轰燃烧和冲压发动机的优势，具有比冲高、结构简单、推重比大、自增压、热循环效率高等优势。但是单一动力的连续爆轰冲压发动机存在无法零速启动的问题，在高马赫数飞行条件下难以灵活快速机动。传统rbcc(rocket-based combined cycle，火箭基组合循环)发动机是一种结构简单、高度集成的火箭基组合循环发动机，其具有引射、亚燃、超燃、纯火箭等多模态全速域工作模式，兼具火箭发动机和冲压发动机的应用优势，是最具综合性能潜力、最可能投入使用的组合动力方案。然而，传统rbcc发动机面向实际应用需求时，存在低速段火箭引射模态推力增强性能低、综合耗油率大，全流道集成矛盾突出而导致纯火箭模态推力不足以及性能权衡矛盾较大、全速域综合性能有待提升等问题。
4.因此，在这样的背景下，一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机原型机被提出并设计出来。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明提供了一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，该组合循环发动机由火箭式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机组合而成，利用火箭式连续爆轰发动机不受高度和速度限制的优点来弥补冲压式连续爆轰发动机无法零速启动、大角度机动困难等不足，将火箭与宽域进气(如2～6ma)的冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段或者弹/机攻击阶段两者协调工作，能够拓宽飞行器的工作范围，适用于高超声速巡航导弹、具有可重复使用和水平起降功能的空天飞行器等。
6.本发明采用以下具体技术方案：
7.一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，该组合循环发动机包括外壳以及中
心体；
8.所述外壳为薄壁空心状结构，包括沿轴向依次连接的隔离段外部短圆筒段、隔离段外部渐扩短圆筒段、突扩段外部短圆筒段以及长圆筒段；沿从所述隔离段外部短圆筒段朝向所述长圆筒段的方向，所述隔离段外部渐扩短圆筒段的内径和所述突扩段外部短圆筒段的内径均逐渐增大；所述隔离段外部渐扩短圆筒段的最小内径等于所述隔离段外部短圆筒段的内径，最大内径等于所述突扩段外部短圆筒段的最小内径；所述突扩段外部短圆筒段的最大内径等于所述长圆筒段的内径；
9.所述中心体同轴安装于所述外壳内，前端部伸出于所述外壳，并包括沿轴向依次设置的中心锥、储存腔、喷注面板、火箭式连续爆轰燃烧室以及火箭式连续爆轰发动机尾喷管；所述储存腔包括燃料储存腔和氧化剂储存腔；所述喷注面板设置有燃料喷注通道和氧化剂喷注通道；所述燃料喷注通道的一端与所述燃料储存腔连通，另一端与所述火箭式连续爆轰燃烧室连通；所述氧化剂喷注通道的一端与所述氧化剂储存腔连通，另一端与所述火箭式连续爆轰燃烧室连通；
10.所述中心锥与所述隔离段外部短圆筒段之间的环形空腔形成进气道；所述中心体与所述隔离段外部渐扩短圆筒段之间形成渐扩式进气隔离段；所述中心体与所述突扩段外部短圆筒段之间形成截面积突然增大的突扩通道，用于进气的降速增压；所述中心体与所述长圆筒段之间形成冲压式连续爆轰燃烧室；所述突扩段外部短圆筒段设置有沿周向均匀分布的多个燃料喷射孔；通过燃料喷射孔进入所述冲压式连续爆轰燃烧室中的燃料与进气来流进行掺混，形成连续爆轰；
11.所述中心体后侧的所述长圆筒段形成组合循环发动机的喷管；
12.沿所述外壳的轴向，所述中心体的后端部位于所述长圆筒段的中部；所述火箭式连续爆轰燃烧室的长度小于所述冲压式连续爆轰燃烧室的长度，所述火箭式连续爆轰燃烧室的截面积小于所述冲压式连续爆轰燃烧室的截面积；
13.组合循环发动机在零速启动时，采用连续爆轰火箭模态，通过所述燃料喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的燃料、以及通过所述氧化剂喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的氧化剂进入所述火箭式连续爆轰燃烧室掺混形成可爆燃气，起爆后形成连续爆轰波，高温燃气从所述火箭式连续爆轰发动机尾喷管喷出，同时对环境空气具有引射效果进而产生推力，实现飞行器的零速启动；
14.组合循环发动机工作于冲压模态时，所述中心锥与所述可伸缩外唇罩之间形成激波压缩来流空气，来流空气与燃料在渐扩式进气隔离段中形成预燃激波串，防止所述冲压式连续爆轰燃烧室的反压影响上游进气。
15.更进一步地，还包括可伸缩外唇罩；
16.所述可伸缩外唇罩的一端部套接于所述隔离段外部短圆筒段的外周侧，另一端部朝向远离所述长圆筒段的一侧延伸且能够随着发动机工作模态的改变沿所述外壳的轴向伸缩，从而在所述中心锥与所述可伸缩外唇罩之间形成截面可调进气道。
17.更进一步地，所述中心体通过沿周向均匀分布的连接管固定安装于所述隔离段外部短圆筒段的内壁；
18.至少一个连接管用于形成连通所述燃料储存腔与所述外壳外部的燃料储箱的通道，至少另一个连接管用于形成连通所述氧化剂储存腔与所述外壳外部的氧化剂储箱的通
道；
19.通过所述燃料喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的燃料以及通过所述氧化剂喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的氧化剂，在所述火箭式连续爆轰燃烧室中进行掺混、起爆后形成连续爆轰波，爆轰产生的高温燃气依次通过所述火箭式连续爆轰发动机尾喷管喷出。
20.更进一步地，所述燃料储存腔和所述氧化剂储存腔为同心设置的环形腔。
21.更进一步地，所述火箭式连续爆轰发动机尾喷管采用渐缩式喷管；
22.所述火箭式连续爆轰燃烧室采用空筒燃烧室。
23.更进一步地，组合循环发动机的整体呈轴对称结构。
24.更进一步地，所述燃料喷注通道沿周向均匀分布；
25.所述氧化剂喷注通道与所述燃料喷注通道一一对应且相邻设置。
26.有益效果：
27.1、本发明双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机中的火箭式连续爆轰燃烧室和冲压式连续爆轰燃烧室均采用爆轰燃烧方式，相较于传统等压燃烧具有更高的循环性能提升潜力，能够适应0～8ma范围内的工作区间，对现有航空航天推进系统产生颠覆性影响，为空天组合循环动力方案研究与发展提供一种新的途径，适用于高超声速巡航导弹、具有可重复使用和水平起降功能的空天飞行器等。
28.2、本发明双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机在零速启动以及飞行器的飞行速度达到2ma时均开启火箭式连续爆轰发动机，通过火箭式连续爆轰发动机尾喷管喷出的高温燃气对空气来流进行引射，融合了火箭发动机、冲压发动机和连续爆轰发动机三种动力类型及其气动热力循环，通过不同热力循环的有机组合以及连续爆轰燃烧全面提升发动机的热循环效率。
29.3、本发明双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机由火箭式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机组合而成，能够发挥出连续爆轰火箭发动机和连续爆轰冲压发动机在各自工作范围内的技术优势，利用火箭式连续爆轰发动机不受高度和速度限制的优点来弥补冲压式连续爆轰发动机无法零速启动、大角度机动困难等不足，将火箭与宽域进气(如2～6ma)的冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段或者弹/机攻击阶段两者协调工作，并且满足不同工作阶段与不同工作模态下火箭-冲压-爆轰组合循环工作的灵活性与高效率需求，具备工作范围宽、综合经济性好的特点。
30.4、本发明双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机的整体呈轴对称结构，巧妙利用了轴对称的火箭式连续爆轰燃烧室与冲压式连续爆轰燃烧室的流道构型相似性，进行流道共用融合设计，使得发动机全流道更紧凑、轻质高效，能够最大程度发挥组合发动机的全速域推进性能，使得以本发明的双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机为动力装置的飞行器能够具备水平起降、天地往返、重复使用的优点。
附图说明
31.图1为本发明双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机的整体结构示意图；
32.图2为图1中双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机的剖视图。
33.其中，1-外壳，2-中心体，3-可伸缩外唇罩，4-燃料喷射孔，11-隔离段外部短圆筒
段，12-隔离段外部渐扩短圆筒段，13-突扩段外部短圆筒段，14-长圆筒段，15-进气道，16-渐扩式进气隔离段，17-突扩通道，18-冲压式连续爆轰燃烧室，21-中心锥，22-燃料储存腔，23-氧化剂储存腔，24-喷注面板，25-火箭式连续爆轰燃烧室，26-火箭式连续爆轰发动机尾喷管，27-燃料喷注通道，28-氧化剂喷注通道，29-连接管，31-截面可调进气道
具体实施方式
34.下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
35.本发明实施例提供了一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，如图1和图2结构所示，该组合循环发动机的整体呈轴对称结构，组合循环发动机包括外壳1以及中心体2；在本实施例中，以图1中页面的左侧为组合循环发动机的前端，图1中页面的右侧为组合循环发动机的尾端，同理，图2中页面的底部为组合循环发动机的前端，图2中页面的顶部为组合循环发动机的尾端；
36.外壳1为薄壁空心状结构，包括沿轴向从前端到尾端依次连接的隔离段外部短圆筒段11、隔离段外部渐扩短圆筒段12、突扩段外部短圆筒段13以及长圆筒段14；沿从隔离段外部短圆筒段11朝向长圆筒段14的方向，隔离段外部渐扩短圆筒段12的内径和突扩段外部短圆筒段13的内径均逐渐增大；隔离段外部渐扩短圆筒段12的最小内径等于隔离段外部短圆筒段11的内径，最大内径等于突扩段外部短圆筒段13的最小内径；突扩段外部短圆筒段13的最大内径等于长圆筒段14的内径；
37.中心体2同轴安装于外壳1内，前端部伸出于外壳1，并包括沿轴向从前端到尾端依次设置的中心锥21、储存腔、喷注面板24、火箭式连续爆轰燃烧室25以及火箭式连续爆轰发动机尾喷管26；储存腔包括燃料储存腔22和氧化剂储存腔23；如图2所示，燃料储存腔22和氧化剂储存腔23可以为同心设置的环形腔；喷注面板24设置有燃料喷注通道27和氧化剂喷注通道28；燃料喷注通道27的一端与燃料储存腔22连通，另一端与火箭式连续爆轰燃烧室25连通；氧化剂喷注通道28的一端与氧化剂储存腔23连通，另一端与火箭式连续爆轰燃烧室25连通；火箭式连续爆轰发动机尾喷管26采用渐缩式喷管，即，火箭式连续爆轰发动机尾喷管26的前端直径大于尾端的直径；火箭式连续爆轰燃烧室25采用空筒燃烧室；燃料喷注通道27沿周向均匀分布，便于燃料均匀喷注于火箭式连续爆轰燃烧室25内；氧化剂喷注通道28与燃料喷注通道27一一对应且相邻设置，即，燃料喷注通道27与氧化剂喷注通道28的数量相等，并且一一对应的燃料喷注通道27与氧化剂喷注通道28相邻设置，便于进入火箭式连续爆轰燃烧室25内的燃料和氧化剂迅速掺混起爆；
38.中心锥21与隔离段外部短圆筒段11之间的环形空腔形成进气道15；中心体2与隔离段外部渐扩短圆筒段12之间形成渐扩式进气隔离段16；中心体2与突扩段外部短圆筒段13之间形成截面积突然增大的突扩通道17，用于进气的降速增压；中心体2与长圆筒段14之间形成冲压式连续爆轰燃烧室18；突扩段外部短圆筒段13设置有沿周向均匀分布的多个燃料喷射孔4；通过燃料喷射孔4进入冲压式连续爆轰燃烧室18中的燃料与进气来流进行掺混，形成连续爆轰；
39.中心体2后侧的长圆筒段14形成组合循环发动机的喷管；
40.沿外壳1的轴向，中心体2的后端部位于长圆筒段14的中部；火箭式连续爆轰燃烧室25的长度小于冲压式连续爆轰燃烧室18的长度，火箭式连续爆轰燃烧室25的截面积小于
冲压式连续爆轰燃烧室18的截面积；
41.组合循环发动机在零速启动时，采用连续爆轰火箭模态，通过燃料喷注通道27进入火箭式连续爆轰燃烧室25中的燃料、以及通过氧化剂喷注通道28进入火箭式连续爆轰燃烧室25中的氧化剂进入火箭式连续爆轰燃烧室25掺混形成可爆燃气，起爆后形成连续爆轰波，高温燃气从火箭式连续爆轰发动机尾喷管26喷出，同时对环境空气具有引射效果进而产生推力，实现飞行器的零速启动；
42.组合循环发动机工作于冲压模态时，中心锥21与可伸缩外唇罩3之间形成激波压缩来流空气，来流空气与燃料在渐扩式进气隔离段16中形成预燃激波串，防止冲压式连续爆轰燃烧室18的反压影响上游进气。
43.如图1和图2所示，上述双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机还包括可伸缩外唇罩3；可伸缩外唇罩3的一端部套接于隔离段外部短圆筒段11的外周侧，另一端部朝向远离长圆筒段14的一侧延伸且能够随着发动机工作模态的改变沿外壳1的轴向伸缩，从而在中心锥21与可伸缩外唇罩3之间形成截面可调进气道31。
44.更进一步地，中心体2通过沿周向均匀分布的连接管29固定安装于隔离段外部短圆筒段11的内壁；至少一个连接管29用于形成连通燃料储存腔22与外壳1外部的燃料储箱的通道，至少另一个连接管29用于形成连通氧化剂储存腔23与外壳1外部的氧化剂储箱的通道；通过燃料喷注通道27进入火箭式连续爆轰燃烧室25中的燃料以及通过氧化剂喷注通道28进入火箭式连续爆轰燃烧室25中的氧化剂，在火箭式连续爆轰燃烧室25中进行掺混、起爆后形成连续爆轰波，爆轰产生的高温燃气依次通过火箭式连续爆轰发动机尾喷管26喷出。作为一个最佳的实施方式，中心体2的周向可以均匀分布有4个连接管29，并在中心体内设置有同心的燃料储存腔22和氧化剂储存腔23，燃料储存腔22和环形的氧化剂储存腔23均为环形腔；其中，任意两个成180
°
分布的连接管29连通燃料储存腔22，另两个连接管29连通氧化剂储存腔23。
45.上述组合循环发动机设置有同轴的火箭式连续爆轰燃烧室25和冲压式连续爆轰燃烧室18，火箭式连续爆轰燃烧室25和冲压式连续爆轰燃烧室18均采用爆轰燃烧方式，相较于传统等压燃烧具有更高的循环性能提升潜力，能够适应0～8ma范围内的工作区间，对现有航空航天推进系统产生颠覆性影响，为空天组合循环动力方案研究与发展提供一种新的途径，适用于高超声速巡航导弹、具有可重复使用和水平起降功能的空天飞行器等。在零速启动以及飞行器的飞行速度达到2ma时均开启火箭式连续爆轰发动机，通过火箭式连续爆轰发动机尾喷管26喷出的高温燃气对空气来流进行引射，融合了火箭发动机、冲压发动机和连续爆轰发动机三种动力类型及其气动热力循环，通过不同热力循环的有机组合以及连续爆轰燃烧全面提升发动机的热循环效率。
46.上述组合循环发动机由火箭式连续爆轰发动机和冲压式连续爆轰发动机组合而成，能够发挥出连续爆轰火箭发动机和连续爆轰冲压发动机在各自工作范围内的技术优势，利用火箭式连续爆轰发动机不受高度和速度限制的优点来弥补冲压式连续爆轰发动机无法零速启动、大角度机动困难等不足，将火箭与宽域进气(如2～6ma)的冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段或者弹/机攻击阶段两者协调工作，并且满足不同工作阶段与不同工作模态下火箭冲压-爆轰组合循环工作的灵活性与高效率需求，具备工作范围宽、综合经济性好的特点。
47.并且，上述组合循环发动机的整体呈轴对称结构，巧妙利用了轴对称的火箭式连续爆轰燃烧室25与冲压式连续爆轰燃烧室18的流道构型相似性，进行流道共用融合设计，使得发动机全流道更紧凑、轻质高效，能够最大程度发挥组合发动机的全速域推进性能，使得以本发明的双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机为动力装置的飞行器能够具备水平起降、天地往返、重复使用的优点。
48.上述双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机的运行方法，包括如下阶段：
49.阶段一：零速启动
50.双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机具有连续爆轰火箭模态和连续爆轰冲压模态，零速时启动连续爆轰火箭模态，此时氧化剂储箱和燃料储箱通过喷注面板24的燃料喷注通道27和氧化剂喷注通道28向火箭式连续爆轰燃烧室25内喷射燃料和氧化剂，进入燃烧室的燃料和氧化剂掺混形成可爆燃气，起爆后形成自持传播的连续爆轰波，高温燃气从火箭式连续爆轰发动机尾喷管26喷出，对环境空气具有引射效果，进而产生推力，实现飞行器的零速启动。
51.阶段二：当飞行器的飞行速度达到2ma时，双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机关闭连续爆轰火箭模态，启动连续爆轰冲压模态，发动机由连续爆轰火箭模态切换至亚燃冲压模态，此时燃料储箱通过中心锥21外的燃料喷射孔4向冲压式连续爆轰燃烧室18内喷射燃料，与进入中心锥21与外壳1之间的来流空气通过截面可调进气道31在隔离段中形成预燃激波串，然后进入冲压式连续爆轰燃烧室18，起爆后形成稳定传播的连续爆轰波，实现亚燃冲压连续爆轰燃烧。
52.阶段三：当飞行器的飞行速度达到5ma以上时，流道内大部分区域处于超声速状态，此时可伸缩外唇罩3向前移动，同时液体燃料的喷注策略也随之改变，发动机由连续爆轰亚燃冲压模态切换为连续爆轰超燃冲压工作模态。
53.阶段四：当飞行器的飞行速度达到8ma以上或需要进入临近空间以及入轨飞行时，双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机关闭连续爆轰超燃冲压模态，开启连续爆轰纯火箭模态。
54.上述双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机具有火箭式连续爆轰模态和冲压式连续爆轰模态。发动机工作时，首先以引射模态(0～2ma)工作，置于流道中的火箭式连续爆轰发动机以大流量、高当量比模式工作，该过程可实现发动机零速起动，来流空气在高速射流的引射抽吸和来流空气冲压的共同作用下，被驱动进入连续爆轰燃烧室，实现二次燃烧，提高纯火箭的推力，实现推力增益；发动机依靠引射模态达到亚燃冲压工作模态(2～5ma)时，进气道15起动，液体燃料与来流空气在冲压式环腔燃烧室形成自持传播的连续爆轰波，工作模态为亚燃冲压连续爆轰发动机；当发动机达到超燃冲压模态(5～8ma)工作边界时，流道内大部分区域处于超声速状态，可伸缩外唇罩3前移，捕获更多来流空气，同时液体燃料的喷注策略改变，发动机转换为高马赫数超燃冲压连续爆轰发动机工作模态。根据飞行任务，当飞行器将要飞出大气层时，进气道15无法捕获空气，发动机以纯火箭模态(ma》8)工作，此时单独利用火箭式连续爆轰发动机输出推力，完成整个飞行任务。
55.综上，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

技术特征：
1.一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，其特征在于，包括外壳以及中心体；所述外壳为薄壁空心状结构，包括沿轴向依次连接的隔离段外部短圆筒段、隔离段外部渐扩短圆筒段、突扩段外部短圆筒段以及长圆筒段；沿从所述隔离段外部短圆筒段朝向所述长圆筒段的方向，所述隔离段外部渐扩短圆筒段的内径和所述突扩段外部短圆筒段的内径均逐渐增大；所述隔离段外部渐扩短圆筒段的最小内径等于所述隔离段外部短圆筒段的内径，最大内径等于所述突扩段外部短圆筒段的最小内径；所述突扩段外部短圆筒段的最大内径等于所述长圆筒段的内径；所述中心体同轴安装于所述外壳内，前端部伸出于所述外壳，并包括沿轴向依次设置的中心锥、储存腔、喷注面板、火箭式连续爆轰燃烧室以及火箭式连续爆轰发动机尾喷管；所述储存腔包括燃料储存腔和氧化剂储存腔；所述喷注面板设置有燃料喷注通道和氧化剂喷注通道；所述燃料喷注通道的一端与所述燃料储存腔连通，另一端与所述火箭式连续爆轰燃烧室连通；所述氧化剂喷注通道的一端与所述氧化剂储存腔连通，另一端与所述火箭式连续爆轰燃烧室连通；所述中心锥与所述隔离段外部短圆筒段之间的环形空腔形成进气道；所述中心体与所述隔离段外部渐扩短圆筒段之间形成渐扩式进气隔离段；所述中心体与所述突扩段外部短圆筒段之间形成截面积突然增大的突扩通道，用于进气的降速增压；所述中心体与所述长圆筒段之间形成冲压式连续爆轰燃烧室；所述突扩段外部短圆筒段设置有沿周向均匀分布的多个燃料喷射孔；通过燃料喷射孔进入所述冲压式连续爆轰燃烧室中的燃料与进气来流进行掺混，形成连续爆轰；所述中心体后侧的所述长圆筒段形成组合循环发动机的喷管；沿所述外壳的轴向，所述中心体的后端部位于所述长圆筒段的中部；所述火箭式连续爆轰燃烧室的长度小于所述冲压式连续爆轰燃烧室的长度，所述火箭式连续爆轰燃烧室的截面积小于所述冲压式连续爆轰燃烧室的截面积；组合循环发动机在零速启动时，采用连续爆轰火箭模态，通过所述燃料喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的燃料、以及通过所述氧化剂喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的氧化剂进入所述火箭式连续爆轰燃烧室掺混形成可爆燃气，起爆后形成连续爆轰波，高温燃气从所述火箭式连续爆轰发动机尾喷管喷出，同时对环境空气具有引射效果进而产生推力，实现飞行器的零速启动；组合循环发动机工作于冲压模态时，所述中心锥与所述可伸缩外唇罩之间形成激波压缩来流空气，来流空气与燃料在渐扩式进气隔离段中形成预燃激波串，防止所述冲压式连续爆轰燃烧室的反压影响上游进气。2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，还包括可伸缩外唇罩；所述可伸缩外唇罩的一端部套接于所述隔离段外部短圆筒段的外周侧，另一端部朝向远离所述长圆筒段的一侧延伸且能够随着发动机工作模态的改变沿所述外壳的轴向伸缩，从而在所述中心锥与所述可伸缩外唇罩之间形成截面可调进气道。3.如权利要求2所述的发动机，其特征在于，所述中心体通过沿周向均匀分布的连接管固定安装于所述隔离段外部短圆筒段的内壁；至少一个连接管用于形成连通所述燃料储存腔与所述外壳外部的燃料储箱的通道，至少另一个连接管用于形成连通所述氧化剂储存腔与所述外壳外部的氧化剂储箱的通道；
通过所述燃料喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的燃料以及通过所述氧化剂喷注通道进入所述火箭式连续爆轰燃烧室中的氧化剂，在所述火箭式连续爆轰燃烧室中进行掺混、起爆后形成连续爆轰波，爆轰产生的高温燃气依次通过所述火箭式连续爆轰发动机尾喷管喷出。4.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述燃料储存腔和所述氧化剂储存腔为同心设置的环形腔。5.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述火箭式连续爆轰发动机尾喷管采用渐缩式喷管；所述火箭式连续爆轰燃烧室采用空筒燃烧室。6.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，组合循环发动机的整体呈轴对称结构。7.如权利要求1-4任一项所述的发动机，其特征在于，所述燃料喷注通道沿周向均匀分布；所述氧化剂喷注通道与所述燃料喷注通道一一对应且相邻设置。

技术总结
本发明公开了一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机，该组合循环发动机包括外壳以及中心体；外壳包括沿轴向依次连接的隔离段外部短圆筒段、隔离段外部渐扩短圆筒段、突扩段外部短圆筒段以及长圆筒段；中心体同轴安装于外壳内，前端部伸出于外壳，并包括沿轴向依次设置的中心锥、储存腔、喷注面板、火箭式连续爆轰燃烧室以及火箭式连续爆轰发动机尾喷管。上述组合循环发动机利用火箭式连续爆轰发动机不受高度和速度限制的优点来弥补冲压式连续爆轰发动机无法零速启动、大角度机动困难等不足，将火箭与宽域进气的冲压发动机结合起来，在跨域加速爬升阶段或者弹/机攻击阶段两者协调工作，能够拓宽飞行器的工作范围。能够拓宽飞行器的工作范围。能够拓宽飞行器的工作范围。


技术研发人员：王健平 王英男 张翔军 李逸翔 刘沛林 武克文
受保护的技术使用者：北京大学
技术研发日：2023.04.10
技术公布日：2023/6/26