一种爆震发动机系统和飞行器的制作方法

1.本发明涉及爆震发动机系统领域，更具体地，涉及一种组合的、姿态可控的小型爆震发动机系统。


背景技术：

2.自然界中存在缓燃燃烧和爆震燃烧两种燃烧方式，缓燃燃烧的火焰传播速率相对较低，内燃机、航空发动机和燃气轮机等动力装置内的燃烧方式均为缓燃燃烧；爆震燃烧的特点在于燃烧区的上游为激波结构，激波与燃烧区耦合在一起传播，爆震燃烧的火焰传播速度远高于缓燃燃烧，通常能达到数千米每秒。研究表明，基于爆震燃烧的推进技术能够极大的减低燃油消耗，大幅度提高动力装置的比冲特性，对拓宽吸气式飞行器工作包线、提升现有武器装备经济性和作战性能具有重要的意义。
3.连续旋转爆震发动机是一种利用爆震燃烧的动力技术，其特点及优势在于：(1)只需要一次成功起爆，爆震波即可沿燃烧室圆周方向连续传播；(2)燃烧速率快，放热强度大，燃烧室结构紧凑，可以缩短发动机长度；(3)具有增压特性，可以减少涡轮发动机压气机级数或降低冲压发动机进气道总压损失，有利于简化推进系统设计，提高发动机推重比；(4)可用吸气式模态或火箭式模态工作，工作范围可从亚声速到高马赫数的超声速变化。
4.现有技术的爆震发动机采用单通道或者并行通道直筒型尾喷管，爆震波按照固定的方向进行，推力方向固定，因此搭载该发动机的载体只能按照特定方向飞行或者变轨路径长。采用现有技术的爆震发动机的航天器，其单一方向冲量大，不易控制飞行姿态。如果在一个飞行器上安装多个不同方向的爆震发动机用于姿态控制，则存在设备质量大，成本和冗余度高，不利于空间作业的问题。
5.目前对于连续旋转爆震发动机系统的研究取得了较多的成果和积累了比较多的经验。结合爆震发动机的特性，将爆震发动机系统应用于航天器轨道转移和姿态控制，以及运载器、二级或以上的辅助控制盒机动的推进，可以弥补其他推进器的不足。根据不同量级的航天器、运载器进行爆震发动机小型化设计并进行姿控结构设计是一个可行的研究方向。


技术实现要素：

6.本技术实施例的目的是提供一种姿态可控的组合式的爆震发动机系统和飞行器，本技术的爆震发动机系统通过爆震燃烧室尾喷模块部分不同方向的排气通道，执行不同排气通道的闭合，实现爆震发动机系统沿着不同方向的推力组合，达到进行航天器姿态调整和轨道修正的目的。本技术的爆震发动机系统具有小型化、推重比高、推力可调范围大的特点。
7.本技术实施例的爆震发动机系统的技术方案如下：
8.一种爆震发动机系统，其特征在于，包括：
9.燃烧室模块，设有用于注入燃料的燃料腔进口和用于注入氧化剂的氧化剂喷注
口，以及用于将所述燃料和所述氧化剂组成的可爆混合物转化成爆震波的点火口；
10.尾喷模块，与所述燃烧室模块相连，所述尾喷模块设有多个喷气方向不同的喷气通道，且多个所述喷气通道设置成可选择性开合以调整所述爆震发动机系统的姿态；
11.其中，多个所述喷气通道包括推进通道和姿控通道，所述推进通道的中心轴线沿所述爆震发动机系统的轴向延伸；所述姿控通道沿着所述爆震发动机系统的周向均布间隔设置且位于所述推进通道的外侧。
12.现有技术的爆震发动机系统，为单通道或者并行通道直筒型尾喷管，爆震波只能按照固定的方向进行，推力方向固定，对于搭载该发动机的载体只能按照特定方向行进或者变轨路径长。现有技术的爆震发动机系统采用单一方向的大冲量设计，不利于控制飞行姿态；如果在一个飞行器上安装多个不同方向的爆震发动机实现姿态调整，则存在设备质量大，成本和冗余度高，不利于空间作业的技术问题。而本技术实施例所述的爆震发动机系统，在爆震发动机内部设置用于实现爆震波轴向喷射的推力组件和用于调整爆震发动机系统的姿态的姿控组件，实现了仅采用一台发动机即可提供尾喷多通道多方向的推力。本技术的爆震发动机系统具有小型化的空间飞行器的姿态调整功能，本技术的爆震发动机系统具有着质量小、推重比高、推力可调范围广、结构简单、寿命长的优点。
13.本技术的爆震发动机系统能够应用于空间运载器，进行空间运载器的姿态控制、轨道修正目的。本发明的爆震发动机系统在尾喷模块处设计了多方向通道开口姿控组件，以适应在空间中不同方向的运动。本发明将爆震发动机系统小型化，适用于空间运载器包括不局限于卫星、空间站。
14.一种飞行器，采用如上述示例性实施例所述的爆震发动机系统。
15.本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述。
附图说明
16.附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本技术的实施例一起用于解释本发明的技术方案，并不构成对本发明技术方案的限制。
17.图1为本技术一实施例的爆震发动机系统的侧面结构示意图；
18.图2为图1的爆震发动机系统沿着a-a剖切线的截面结构示意图；
19.图3为本技术一实施例的爆震发动机系统的立体结构示例图。
20.附图标记：
21.1-燃烧室模块、11-燃料腔进口、12-氧化剂喷注口、13-点火口、14-外壳件、15-燃料腔环缝件、151-燃料腔、152-雾化环缝、16-燃烧室、161-收口环缝、2-尾喷模块、21-推进通道、22-姿控通道、23-推力组件、231-第一开合件、2311-第一段、2312-第二段、232-第一驱动机构、24-姿控组件、241-第二开合件、242-第二驱动机构、2421-吸合柱、2422-立柱、25-尾椎连接件、251-容纳腔、26-尾喷外壳、27-盖板、271-圆台形孔、28-尾喷腔室、281-进气段、282-缩颈段、283-扩展段、29-安装环
具体实施方式
22.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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作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。
23.请参阅图1-3所示的本技术实施例所示的爆震发动机系统和飞行器的结构示意图，图1为本技术一实施例的爆震发动机系统的侧面结构示意图，图2为图1的爆震发动机系统沿着a-a剖切线剖切的截面结构示意图。如图2所示，本技术实施例提供了一种爆震发动机系统，包括燃烧室模块1和尾喷模块2；其中，燃烧室模块1设有用于注入燃料的燃料腔进口11和用于注入氧化剂的氧化剂喷注口12，以及用于将燃料和氧化剂组成的可爆混合物转化成爆震波的点火口13；尾喷模块2与燃烧室模块1相连，尾喷模块2设有多个喷气方向不同的喷气通道，且多个喷气通道设置成可选择性开合以调整爆震发动机系统的姿态；多个所述喷气通道包括推进通道21和姿控通道22，推进通道21的中心轴线沿爆震发动机系统的轴向延伸；姿控通道22沿着爆震发动机系统的周向均布间隔设置，且位于推进通道21的外侧。
24.现有技术的爆震发动机系统，其燃烧室燃料喷注设计加工技术还是通过打孔，即通过机加工得出的燃料供给通道(喷孔)来控制燃料的喷注，孔的大小是一定的；氧化剂的喷注不具有稳压腔、燃料和氧化剂单纯靠压力向燃烧室进行压力加注。而本技术实施例所述的爆震发动机系统，在爆震发动机主体框架上设置燃料腔进口11、氧化剂喷注口12和用于形成爆震波的点火口13三个接口，然后可以在燃料腔进口11、氧化剂喷注口12和点火口13三处分别外接燃料喷注组件、氧化剂供给组件和点火组件。由此本技术实施例的爆震发动机系统能够对燃料喷注组件、氧化剂供给组件和点火组件三者的具体工作运行参数进行设计和调整，使得本技术的爆震发动机系统的燃料喷注、氧化剂喷注和点火引爆的工作参数可以调节和更加完善，并且不影响到燃烧室和爆震反应腔室的主体结构。本技术实施例的爆震发动机系统，采用接口连接的模块化组合设计，使得该系统的工作参数灵活可调。
25.现有技术的爆震发动机系统，为单通道或者并行通道直筒型尾喷管，爆震波只能按照固定的方向进行，推力方向固定，对于搭载该发动机的载体只能按照特定方向行进或者变轨路径长。现有技术的爆震发动机系统采用单一方向的大冲量设计，不利于控制飞行姿态；如果在一个飞行器上安装多个不同方向的爆震发动机实现姿态调整，则设备质量大，成本和冗余度高，不利于空间作业。而本技术实施例所述的爆震发动机系统，如图1所示，在爆震发动机内部设置用于实现爆震波轴向喷射的推进通道21和配合推进通道21一起用于调整爆震发动机系统的姿态的姿控通道22，实现了仅采用一台发动机即可提供尾喷多通道多方向的推力。本技术的爆震发动机系统具有小型化的空间飞行器的姿态调整功能，本技术的爆震发动机系统具有着质量小、推重比高、推力可调范围广、结构简单、寿命长的优点。
26.本技术的爆震发动机系统能够应用于空间运载器进行空间运载器的姿态控制、轨道修正目的。本发明的爆震发动机系统在尾喷模块处设计了多方向的组合通道开口，以适应在空间中不同方向的运动。本发明将爆震发动机系统小型化，适用于空间运载器包括不局限于卫星、空间站。
27.在一个示例性的实施例中，如图2所示，尾喷模块2设有用于打开或关闭推进通道21的推力组件23，以及用于打开或关闭姿控通道22的姿控组件24。
28.在一个示例性的实施例中，如图2所述，尾喷模块2包括尾椎连接件25、尾喷外壳26和盖板27，尾喷外壳26套设在尾椎连接件25外侧，盖板27与尾喷外壳26远离燃烧室模块1的一端连接，尾喷外壳26、尾椎连接件25和盖板27合围出尾喷腔室28，推进通道21设于盖板
27，姿控通道22设于尾喷外壳26；
29.推力组件23包括第一开合件231和第一驱动机构232，第一驱动机构232与第一开合件231相连，设置成驱动第一开合件231打开或关闭推进通道21；
30.姿控组件24包括第二开合件241和第二驱动机构242，第二驱动机构242与第二开合件241相连，设置成驱动第二开合件241打开或关闭姿控通道22。
31.在一个示例性的实施例中，如图2所示，第一开合件231设置成尾椎件，尾椎件穿设于盖板27，第一驱动机构232驱动尾椎件沿着爆震发动机系统的轴向往复移动，以使尾椎件打开或关闭推进通道21。
32.在一个示例性的实施例中，如图2所示，第一驱动机构232设置在尾椎连接件25内部，尾椎件包括圆锥形的第一段2311，盖板27设有沿着轴向延伸的圆台形孔271，第一段2311穿设圆台形孔271，第一段2311的椎顶朝向远离燃烧室模块1的一侧。
33.具体地，通过第一驱动机构232驱动圆锥形的第一段2311，在圆台形孔271内沿着轴线方向往复运动，实现第一段2311和圆台形孔271之间的推进通道21的打开和闭合。当第一段2311与圆台形孔271之间连接闭合时，推进通道21闭合；当第一段2311与圆台形孔271之间产生环形间隙时，推进通道21打开。第一段2311与圆台形孔271之间的环形间隙，正好与环形的尾喷腔室28和环形的尾喷气流对应，使得尾喷气流顺畅快速均匀的排出，推力大和推力分布均布。
34.在一个示例性的实施例中，如图2所示，尾椎连接件25设有容纳腔251，第一驱动机构232设置在容纳腔251中。
35.在一个示例性的实施例中，如图2所示，尾椎件还包括杆状的第二段2312，第二段2312与第一段2311连接且沿着第一段2311的轴向延伸，第二段2312插设于容纳腔251并与第一驱动机构232相连。
36.具体地，第一驱动机构232可以包括电磁驱动件和弹簧，电磁驱动件和弹簧都设置在容纳腔251中。第二段2312穿设于电磁驱动件和被压缩的弹簧两者，电磁驱动件能够带动第二段2312沿着爆震发动机系统的轴向前后移动，从而带动第一段2311沿着圆台形孔271往复运动，实现推进通道21的开合，对爆震发动机系统产生推力。
37.在一个示例性的实施例中，如图2所示，尾喷腔室28包括依次连通的进气段281、缩颈段282和扩张段283，缩颈段282的流通面积小于进气段281的流通面积及扩张段283的流通面积，扩张段283的流通面积沿着排气方向逐渐增大，推进通道21和姿控通道22均与扩张段283连通。
38.具体地，设置推进通道21和姿控通道22均与扩张段283连通，由此在爆震发动机系统的燃烧室模块1中发生爆震反应的混合气体，能够通过推进通道21排出，或者通过推进通道21和姿控通道22相互组合而成的排气通道排出，从而实现爆震发动机系统的姿控调节和控制。
39.在一个示例性的实施例中，尾椎连接件25与燃烧室模块1可拆卸连接，以便调换不同外径的尾椎连接件25。
40.具体地，设置尾椎连接件25与爆震发动机系统的其它部分为可拆卸连接，这样便于拆卸更换尾椎连接件25。该结构设置可以在同一爆震发动机系统中快速更换和使用不同外径型号的尾椎连接件25，从而改变本技术的爆震发动机系统的旋转爆震燃烧室和尾喷腔
室的环形横截面的大小，从而在不改变爆震发动机系统的外壳框架结构的基础上改变爆震发动机系统的工作运行参数。
41.在一个示例性的实施例中，如图2所示，尾喷外壳26的外侧套设有安装环29，安装环29和尾喷外壳26之间设有姿控组件24；
42.如图2-3所示，姿控组件24为多个，姿控组件24的数量与姿控通道22的数量相等，且姿控组件24和姿控通道22一一对应设置。
43.具体地，姿控组件24和姿控通道22都沿着尾喷外壳26的外周壁周向均布地、间隔设置多个，多个姿控组件24分别控制多个姿控通道22的打开和闭合，从而实现爆震发动机系统能够沿着不同组合方向的姿控通道22排出气流，以便实现爆震发动机系统沿着不同方向进行的姿控调节控制。
44.如图1和图3所示，安装环29和尾喷外壳26之间设有4个周向布置的姿控组件24，能够从多个方向调节该爆震发动机系统的姿态。
45.图1和图3所示的本发明实施例的爆震发动机系统，在沿轴向方向设置推力组件23的基础上，同时在尾喷外壳26外侧周向均布4个姿控组件24，由此本技术的爆控发动机系统能够从5个不同方位控制调整该发动机系统的飞行姿态。本技术的爆控发动机系统的姿控组件24不限于4个，也可以是沿周向均布的其它数量。
46.在一个示例性的实施例中，如图2所示，第二开合件241设置成通道堵头，通道堵头穿设于尾喷外壳26的外周壁，且沿尾喷外壳26的外周壁均布间隔设置；
47.第二驱动机构242包括吸合柱2421，吸合柱2421设于安装环29的内壁，设置成吸引通道堵头或释放通道堵头，以使通道堵头打开或关闭姿控通道22。
48.具体地，通道堵头和尾喷外壳26的外表面之间的间隙形成姿控通道22。第二驱动机构242可以采用电磁吸合原理，吸合和释放通道堵头，从而实现各个姿控通道22的开启和闭合，进而达到调节爆震发动机系统的不同方向的姿态的目的。
49.在一个示例性的实施例中，如图1和图2所示，姿控通道22的中心轴线沿着爆震发动机系统的径向设置，姿控通道22设置成锥形通道，通道堵头的形状与姿控通道22的形状适配，锥形通道的椎顶朝向爆震发动机系统的轴线。
50.具体地，通道堵头沿着尾喷外壳26的外壁周向均布设置；吸合柱2421和通道堵头一一相对设置，吸合柱2421能够驱动通道堵头沿着尾喷外壳26的径向移动，以便通道堵头与尾喷外壳26的外壁两者闭合连接和产生间隙。通道堵头设置成与姿控通道22相匹配的锥形结构，且椎顶朝向爆震发动机系统的轴线，尾喷外壳26外壁上设有周向均布的圆锥形的凹槽，通道堵头设在凹槽中；由此当通道堵头沿着尾喷外壳26的径向往复运动时，锥形结构的通道堵头和尾喷外壳26外表面的锥形凹槽之间产生间隙和完全闭合连接。
51.吸合柱2421动作驱动锥形结构的通道堵头和尾喷外壳26外表面的锥形凹槽开启和闭合，以便调整爆震发动机系统的姿态。
52.在一个示例性的实施例中，如图1-3所示，尾喷外壳26与安装环29之间还设有立柱2422，所述立柱2422与尾喷外壳26的外侧壁以及安装环29的内侧壁相连，且立柱2422位于相邻的两个吸合柱2421之间。
53.具体地，立柱2422具有支撑固定尾喷模块2的整体结构的作用。
54.在一个示例性的实施例中，如图1所示，燃烧室模块1包括外壳件14和穿设在外壳
件14内部的燃料腔环缝件15，尾椎连接件25与燃料腔环缝件15连接，尾喷外壳26与外壳件14连接；
55.外壳件14与燃料腔环缝件15及尾椎连接件25合围出环形的燃烧室16；
56.其中，燃料腔进口11、氧化剂喷注口12和点火口13分别外接燃料喷注组件(图中未示出)、氧化剂供给组件(图中未示出)和点火组件(图中未示出)。
57.具体地，可爆混合物在外壳件14和燃料腔环缝件15之间形成的环形的燃烧室16，以及外壳件14和尾椎连接件25之间形成的环形的燃烧室16，进行混合和爆震。
58.在一个示例性的实施例中，氧化剂喷注口12和点火口13设置于外壳件14的环形壁，点火口13设于氧化剂喷注口12靠近尾喷模块2一侧；燃烧室16设有环形的收口环缝161，收口环缝161设在氧化剂喷注口12和点火口13之间；
59.燃料腔环缝件15的内部腔室形成燃料腔151，燃料腔151的端口形成燃料腔进口11，沿着进气方向，燃料腔151的横截面增大。
60.具体地，燃料腔151沿着与飞行方向相反的方向横截面阶梯状逐渐增大的结构设计，具有使燃料减速增压的效果。
61.在一个示例性的实施例中，燃料腔环缝件15靠近点火口13的一端设有周向布置的雾化环缝152，雾化环缝152设置在收口环缝161靠近点火口13的一侧，雾化环缝152贯穿燃料腔环缝件15的壁与燃烧室16连通。
62.具体地，从燃料腔进口11进入燃料腔151的燃料通过燃料腔环缝件15的细小孔环缝雾化后与从氧化剂喷注口12分配进入的氧化剂进行掺混，形成充分混合的可爆混合物，并通过点火口13实现点火，产生爆震波。
63.在一个示例性的实施例中，如图2所示，氧化剂喷注口12沿着外壳件14周向均布设置为多个。
64.图1和图3所示的实施例中，氧化剂喷注口12沿着外壳件14周向均布设置为多个，该实施例的爆震发动机系统的氧化剂注入燃烧室16之后，其空间分布更加均匀。
65.在一个示例性的实施例中，本技术的爆震发动机系统还包括氧化剂供给组件(图中未示出)，氧化剂供给组件设有氧化剂连接组件、第一电磁阀和第一流量计，氧化剂连接组件通过第一电磁阀和第一流量计，控制氧化剂接入氧化剂喷注口12。
66.在一个示例性的实施例中，本技术的爆震发动机系统还包括燃料喷注组件(图中未示出)，燃料喷注组件包括燃料连接组件、第二电磁阀和第二流量计，燃料连接组件通过第二电磁阀和第二流量计，控制燃料接入燃料腔进口11。
67.现有技术的连续旋转爆震发动机，其燃烧室的燃料喷注设计技术是打孔加工，即通过机加工得出的燃料供给通道(喷孔)来控制燃料的喷注。该燃料喷注孔的大小是一定的，氧化剂的喷注没有稳压腔、燃料和氧化剂单纯靠压力向燃烧室进行压力加注。
68.本技术实施例所述的爆震发动机系统，在爆震发动机主体框架上设置燃料腔进口、氧化剂喷注口和用于形成爆震波的点火口三个接口，通过接口外接燃料喷注组件、氧化剂供给组件和点火组件，模块化组合设计，使得该系统的工作参数灵活可调和更加完善，并且不影响到燃烧室和爆震反应腔室的主体结构。本技术实施例的爆震发动机系统，采用接口连接的模块化组合设计，使得该系统的工作参数灵活可调。
69.本技术实施例提供了一种飞行器，采用如上述示例性的实施例中任一项所述的爆
震发动机系统。
70.本技术实施例所述的飞行器，采用如上述示例性的实施例中任一项所述的爆震发动机系统，因此具有上述示例性的实施例中任一项所述的爆震发动机系统的结构特征和优点，在此不赘述。
71.除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
72.在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。
73.尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

技术特征：
1.一种爆震发动机系统，其特征在于，包括：燃烧室模块，设有用于注入燃料的燃料腔进口和用于注入氧化剂的氧化剂喷注口，以及用于将所述燃料和所述氧化剂组成的可爆混合物转化成爆震波的点火口；尾喷模块，与所述燃烧室模块相连，所述尾喷模块设有多个喷气方向不同的喷气通道，且多个所述喷气通道设置成可选择性开合以调整所述爆震发动机系统的姿态；其中，多个所述喷气通道包括推进通道和姿控通道，所述推进通道的中心轴线沿所述爆震发动机系统的轴向延伸；所述姿控通道沿着所述爆震发动机系统的周向均布间隔设置，且位于所述推进通道的外侧。2.根据权利要求1所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾喷模块设有用于打开或关闭所述推进通道的推力组件，以及用于打开或关闭所述姿控通道的姿控组件。3.根据权利要求2所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾喷模块包括尾椎连接件、尾喷外壳和盖板，所述尾喷外壳套设在所述尾椎连接件外侧，所述盖板与所述尾喷外壳远离所述燃烧室模块的一端连接，所述尾喷外壳、所述尾椎连接件和所述盖板合围出尾喷腔室，所述推进通道设于所述盖板，所述姿控通道设于所述尾喷外壳；所述推力组件包括第一开合件和第一驱动机构，所述第一驱动机构与所述第一开合件相连，设置成驱动所述第一开合件打开或关闭所述推进通道；所述姿控组件包括第二开合件和第二驱动机构，所述第二驱动机构与所述第二开合件相连，设置成驱动所述第二开合件打开或关闭所述姿控通道。4.根据权利要求3所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述第一开合件设置成尾椎件，所述尾椎件穿设于所述盖板，所述第一驱动机构驱动所述尾椎件沿着所述爆震发动机系统的轴向往复移动，以使所述尾椎件打开或关闭所述推进通道。5.根据权利要求4所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述第一驱动机构设置在所述尾椎连接件内部，所述尾椎件包括圆锥形的第一段，所述盖板设有沿着轴向延伸的圆台形孔，所述第一段穿设所述圆台形孔，所述第一段的椎顶朝向远离所述燃烧室模块的一侧。6.根据权利要求5所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾椎连接件设有容纳腔，所述第一驱动机构设置在所述容纳腔中。7.根据权利要求6所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾椎件还包括杆状的第二段，所述第二段与所述第一段连接且沿着所述第一段的轴向延伸，所述第二段插设于所述容纳腔并与所述第一驱动机构相连。8.根据权利要求3至7中任一项所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾喷腔室包括依次连通的进气段、缩颈段和扩张段，所述缩颈段的流通面积小于所述进气段的流通面积及所述扩张段的流通面积，所述扩张段的流通面积沿着排气方向逐渐增大，所述推进通道和所述姿控通道均与所述扩张段连通。9.根据权利要求3至7中任一项所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾椎连接件与所述燃烧室模块可拆卸连接，以便调换不同外径的所述尾椎连接件。10.根据权利要求3至7中任一项所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾喷外壳的外侧套设有安装环，所述安装环和所述尾喷外壳之间设有所述姿控组件；所述姿控组件设置为多个，所述姿控组件的数量与所述姿控通道的数量相等，且所述姿控组件和所述姿控通道一一对应设置。
11.根据权利要求10所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述第二开合件设置成通道堵头，所述通道堵头穿设于所述尾喷外壳的外周壁，且沿所述尾喷外壳的外周壁均布间隔设置；所述第二驱动机构包括吸合柱，所述吸合柱设于所述安装环的内壁，设置成吸引所述通道堵头或释放所述通道堵头，以使所述通道堵头打开或关闭所述姿控通道。12.根据权利要求11所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述姿控通道的中心轴线沿着所述爆震发动机系统的径向设置，所述姿控通道设置成锥形通道，所述通道堵头的形状与所述姿控通道的形状适配，所述锥形通道的椎顶朝向所述爆震发动机系统的轴线。13.根据权利要求10所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述尾喷外壳与所述安装环之间还设有立柱，所述立柱与所述尾喷外壳的外侧壁以及所述安装环的内侧壁相连，且所述立柱位于相邻的两个所述吸合柱之间。14.根据权利要求3至7中任一项所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述燃烧室模块包括外壳件和穿设在外壳件内部的燃料腔环缝件，所述尾椎连接件与所述燃料腔环缝件连接，所述尾喷外壳与所述外壳件连接；所述外壳件与所述燃料腔环缝件及所述尾椎连接件合围出环形的燃烧室；其中，所述燃料腔进口、所述氧化剂喷注口和所述点火口分别外接燃料喷注组件、氧化剂供给组件和点火组件。15.根据权利要求14所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述氧化剂喷注口和所述点火口设置于所述外壳件的环形壁，所述点火口设于所述氧化剂喷注口靠近所述尾喷模块一侧；所述燃烧室设有环形的收口环缝，所述收口环缝设在所述氧化剂喷注口和所述点火口之间；所述燃料腔环缝件的内部腔室形成燃料腔，所述燃料腔的端口形成所述燃料腔进口，沿着进气方向，所述燃料腔的横截面增大。16.根据权利要求15所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述燃料腔环缝件靠近所述点火口的一端设有周向布置的雾化环缝，所述雾化环缝设置在所述收口环缝靠近所述点火口的一侧，所述雾化环缝贯穿所述燃料腔环缝件的壁与所述燃烧室连通。17.根据权利要求15所述的爆震发动机系统，其特征在于，所述氧化剂喷注口沿着所述外壳件周向均布设置为多个。18.一种飞行器，其特征在于，采用如权利要求1至17中任一项所述的爆震发动机系统。

技术总结
本发明公开了一种爆震发动机系统和飞行器，本申请的爆震发动机系统包括燃烧室模块和尾喷模块；其中，尾喷模块与燃烧室模块相连，尾喷模块设有多个喷气方向不同的喷气通道，且多个喷气通道设置成可选择性开合以调整爆震发动机系统的姿态；多个喷气通道包括推进通道和姿控通道，推进通道的中心轴线沿爆震发动机系统的轴向延伸；姿控通道沿着爆震发动机系统的周向均布间隔设置，且位于推进通道的外侧。本申请的爆震发动机系统用于空间飞行器的姿态调整，具有质量小、推重比高、推力可调范围大、寿命长的特点。寿命长的特点。寿命长的特点。


技术研发人员：韦焕程 周阔海 高宗永 董天龙 史晓亮 霍纪晖 杨军
受保护的技术使用者：清航空天（北京）科技有限公司
技术研发日：2023.03.07
技术公布日：2023/7/13