[发明专利]可变推力的连续爆震火箭基发动机以及飞行器

说明书

本发明提供的一种可变推力的连续爆震火箭基发动机以及飞行器，涉及航空技术领域，包括：内芯体；外筒体具有轴向贯通的中空腔，用于套设在内芯体的外侧；内芯体的外壁与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；外筒体上设置有至少一个预爆震管结构；集气腔端盖设置在内芯体和外筒体的首端，并与内芯体和外筒体连接；集气腔端盖的侧壁设置有燃料入口，燃料入口与环形燃烧室连通；集气腔端盖的端面设置有氧化剂入口，氧化剂入口与环形燃烧室连通；燃料储箱通过第一可调式文氏管与燃料入口连接，用于调整进入环形燃烧室的燃料量；氧化剂储箱通过第二可调式文氏管与氧化剂入口连接，用于调整进入环形燃烧室的氧化剂量。

技术领域

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（rocket launcher）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。

发明内容

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。