[发明专利]推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器

说明书

本发明提供的一种推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器，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；内芯体的外壁与外筒体的内壁之间形成有第一间隙；外筒体上设置有至少一个预爆震管结构；导流锥设置在内芯体的首端，并与内芯体连接；外环端盖设置在外筒体的首端，并与外筒体连接；导流锥的外壁与外环端盖的内壁之间形成有与环形燃烧室连通的第一冲压间隙；外环端盖的侧壁设置有燃料入口，外环端盖的内部具有环形的燃料腔，且环形的燃料腔沿周向分隔为至少两个燃料单元腔；燃料入口通过燃料单元腔与第一冲压间隙连通；燃料储箱和至少两个可调式文氏管，燃料储箱通过可调式文氏管与每个燃料单元腔连接。

技术领域

本发明涉及航空技术领域，尤其是涉及一种推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器。

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，无法满足现有的发展需求。

发明内容

本发明的目的在于提供一种推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器，以解决现有技术中存在的发动机的推进性能差、结构复杂的技术问题。

本发明提供的一种推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，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；

导流锥，所述导流锥设置在所述内芯体的首端，并与所述内芯体连接；

外环端盖，所述外环端盖设置在所述外筒体的首端，并与所述外筒体连接，用于套设在所述导流锥的外侧；

所述导流锥的外壁与所述外环端盖的内壁之间形成有与所述环形燃烧室连通的第一冲压间隙；

所述外环端盖的侧壁设置有燃料入口，所述外环端盖的内部具有环形的燃料腔，且所述环形的燃料腔沿周向分隔为至少两个燃料单元腔；所述燃料入口通过所述燃料单元腔与所述第一冲压间隙连通；

燃料储箱和至少两个可调式文氏管，所述燃料储箱通过所述可调式文氏管与每个所述燃料单元腔连接，用于调整进入每个所述燃料单元腔的燃料量。

进一步的，在本发明的实施例中，还包括导流筒；

所述导流筒设置在所述外环端盖的首端，并与所述外环端盖连接，用于套设在所述导流锥的外侧；

所述导流锥的外壁与所述导流筒的内壁之间形成有与所述第一冲压间隙连通的第二冲压间隙。

进一步的，在本发明的实施例中，自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述导流筒内壁的直径随着所述导流锥直径的增大而减小。

进一步的，在本发明的实施例中，所述燃料单元腔沿所述外环端盖的周向环形矩阵分布。

进一步的，在本发明的实施例中，所述燃料腔和所述第一冲压间隙之间设置有若干燃料通道；

若干所述燃料通道沿周向分布在所述外环端盖的内部。

进一步的，在本发明的实施例中，还包括锥体；