CN108708788B - 双燃烧室冲压发动机及高超声速飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种双燃烧室冲压发动机及高超声速飞行器，包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状。还包括中心壳体，设置于外壳的轴孔中且与外壳相连，中心壳体与外壳之间的间隙形成外引流通道，中心壳体后端面与外壳内壁之间的腔体形成爆震室，以及与爆震室连通的尾喷管。还包括中心锥体，中心锥体的后体伸入中心壳体内且与中心壳体相连，中心锥体与中心壳体之间的间隙形成中心引流通道，中心锥体后端面与中心壳体内壁之间的腔体形成亚燃室，亚燃室与燃料源相连且与爆震室连通。外壳的外壁上加工有多个外喷口，外喷口两端分别与燃料源和外引流通道连通。和/或中心壳体的外壁上加工有多个内喷口，内喷口两端分别与燃料源和外引流通道连通。

Description

双燃烧室冲压发动机及高超声速飞行器

技术领域

本发明涉及航空发动机领域，特别地，涉及一种双燃烧室冲压发动机。此外，本发明还涉及一种包括上述双燃烧室冲压发动机的高超声速飞行器。

背景技术

超燃冲压发动机是一种目前已得到广泛研究的高超声速推进装置，它以等压模式组织燃烧，主要由进气道、隔离段、燃烧室和尾喷管组成，虽然结构简单，但其内部的燃烧流动机理非常复杂。超燃冲压发动机内的气流速度高达千米每秒量级，燃料在燃烧室内的滞留时间非常短(毫秒量级)，导致点火和火焰稳定难度很大。

为解决超燃冲压发动机稳火难题，提出了一种双燃烧室冲压发动机，来流空气由内外进气道分别进入发动机。一路空气经中心进气道将气流减速至亚声速，经过中心隔离段进入亚燃室，所有燃料通过燃料喷注喷入亚燃室，与空气来流进行富燃燃烧(这个过程称为预燃)，生成的高温、富燃产物再沿轴向喷入主燃烧室。另一路空气经外进气道压缩减速后，经过外隔离段进入主燃烧室，与亚燃室喷入的富燃燃气进行二次混合燃烧(这个过程称为补燃)，补燃后的燃烧产物最后从尾喷管喷出，从而产生推力。

与传统的等压燃烧模式相比，爆震燃烧释热速度快、循环热效率高，具有更大的优势。连续旋转爆震是爆震发动机的一种实现形式，它通常采用环形燃烧室，只需要一次点火即可连续工作，能够提供稳定的推力，具有广阔的应用前景，虽然连续旋转爆震冲压发动机的原理可行性已获得充分验证，但该发动机的工程应用遇到了较大困难。前期的旋转爆震研究大都采用活性较高的氢气为燃料，但氢气难储存、体积能量密度小，不太适合工程应用。近期美国开展了大量乙烯/空气组合旋转爆震机理研究(【AIAA 2015-0633】、【AIAA2016-1650】、【AIAA 2016-1648】)，由于乙烯活性较氢气差，发现乙烯/空气旋转爆震的实现难度较大，且所获得的旋转爆震波强度和传播速度都较低，传播速度较理论值亏损达50％左右。液体煤油的化学反应活性低于乙烯，可见液体煤油/空气组合旋转爆震的实现难度将更大。法国于近期开展了液体煤油旋转爆震直连式试验【AIAA 2017-2325】，但发现液体煤油的实现难度太大，最终采用了煤油/氢气混合燃料。

液体煤油等碳氢燃料易储存、体积能量密度大，更适合于发动机的工程应用。但是煤油燃料的活性低，旋转爆震起爆和维持的难度很大，很难实现其旋转爆震高效燃烧。可见，若要实现连续旋转爆震冲压发动机的工程应用，必须要突破液体煤油低活性碳氢燃料旋转爆震起爆和爆震波维持等核心关键技术。鉴于此，本专利提出了一种亚燃/旋转爆震双燃烧室冲压发动机方案，以提高旋转爆震的燃烧组织能力。

现有技术存在的缺点：双燃烧室冲压发动机中，由于亚燃室的富燃产物和经外进气道压缩后的超声速空气来流在主燃烧室内以剪切、扩散的方式进行燃烧，释热速度慢，导致主燃烧室长度大；另外，亚燃室和主燃烧室内都是以等压模式组织燃烧，热循环效率较低、发动机推力性能较差。冲压旋转爆震发动机中，由于采用环形燃烧室，该燃烧室的燃烧组织能力较弱，难以实现液体煤油等低活性碳氢燃料旋转爆震的高效稳定燃烧。

发明内容

本发明提供了一种双燃烧室冲压发动机及高超声速飞行器，以解决现有的双燃烧室冲压发动机存在的发动机整体长度长、推力性能差，现有的冲压旋转爆震发动机存在的难以实现低活性碳氢燃料旋转爆震的高效稳定燃烧的技术问题。

本发明采用的技术方案如下：

一种双燃烧室冲压发动机，包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状；中心壳体，设置于外壳的轴孔中且与外壳相连，中心壳体呈两端连通的空心筒状，中心壳体与外壳之间的间隙形成供超声速来流引入外壳内的外引流通道，中心壳体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与外引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的尾喷管，尾喷管的喷口与大气连通；中心锥体，中心锥体的后体由中心壳体的进气端伸入中心壳体内且与中心壳体相连，中心锥体与中心壳体之间的间隙形成供亚声速来流引入中心壳体内的中心引流通道，中心锥体后端面与中心壳体内壁之间的腔体形成与中心引流通道连通的亚燃室，亚燃室与燃料源相连且亚燃室的出口与爆震室连通；外壳的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口，外喷口两端分别与燃料源和外引流通道连通，以使燃料分别由多个外喷口喷入外引流通道内；和/或中心壳体的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口，内喷口两端分别与燃料源和外引流通道连通，以使燃料分别由多个内喷口喷入外引流通道内。

进一步地，各外喷口距外引流通道的出口10mm～20mm；和/或各内喷口距外引流通道的出口10mm～20mm。

进一步地，多个外喷口和多个内喷口一一对应设置；或多个外喷口和多个内喷口彼此错位布设。

进一步地，尾喷管的外壁和爆震室的外壁均设有第一壁面冷却通道，第一壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置相连；多个外喷口分别与第一壁面冷却通道连通，以使冷却尾喷管和爆震室后的燃料由多个外喷口喷入外引流通道内。

进一步地，亚燃室的外壁和后体的后端面均设有第二壁面冷却通道，第二壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置相连；多个内喷口和亚燃室的头部分别与第二壁面冷却通道连通，以使冷却亚燃室和后体后端面后的燃料一部分喷入亚燃室，另一部分由多个内喷口喷入外引流通道内。

进一步地，双燃烧室冲压发动机还包括用于使中心壳体与外壳相连的多根第一连接肋条，多根第一连接肋条沿外引流通道的周向依次间隔布置，中心壳体的外壁与外壳的内壁通过各第一连接肋条支撑拉结。

进一步地，双燃烧室冲压发动机还包括用于使中心锥体与中心壳体相连的多根第二连接肋条，多根第二连接肋条沿中心引流通道的周向依次间隔布置，中心锥体的外壁与中心壳体的内壁通过各第二连接肋条支撑拉结。

进一步地，外壳的进气端与中心锥体的前端面之间构成对空气来流进行减速、压缩的外进气道；中心壳体与外壳同轴设置，中心壳体的进气端伸出外壳，中心壳体的排气端与外引流通道的出口齐平。

进一步地，中心壳体的进气端与中心锥体的前端面之间构成对空气来流进行减速、压缩的中心进气道；中心锥体与中心壳体同轴设置，中心锥体的前体伸出中心壳体，中心锥体后体的后端面与中心引流通道的出口齐平。

根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞行器，其包括如上述任一项的双燃烧室冲压发动机。

本发明具有以下有益效果：

本发明采用亚燃室来引燃旋转爆震，以提高整体火焰稳定能力，因此中心进气道的空气捕获流量设计的较小，不超过全部空气流量的20％。大部分空气通过外进气道进入爆震室，因此绝大部分燃料都在爆震室内以旋转爆震模式燃烧放热，发动机的整体热循环效率高于传统的等压燃烧冲压发动机，推力性能更优。与传统的双燃烧室冲压发动机相比，由于旋转爆震燃烧产物具有较强的周向不稳定特性，有利于提高其与亚燃产物的掺混效率，因此本发明的发动机整体长度更短，有利于降低发动机重量，提高推重比。与传统的冲压旋转爆震发动机相比，本发明采用亚燃室燃烧产物诱燃旋转爆震，燃烧组织能力强，更易实现液体煤油等低活性碳氢燃料的稳定燃烧，进而促进冲压旋转爆震发动机的工程应用；

本发明的高超声速飞行器采用亚燃室来引燃旋转爆震，以提高整体火焰稳定能力，因此中心进气道的空气捕获流量设计的较小，不超过全部空气流量的20％。大部分空气通过外进气道进入爆震室，因此绝大部分燃料都在爆震室内以旋转爆震模式燃烧放热，发动机的整体热循环效率高于传统的等压燃烧冲压发动机，推力性能更优。与传统的具有双燃烧室冲压发动机的飞行器相比，由于旋转爆震燃烧产物具有较强的周向不稳定特性，有利于提高其与亚燃产物的掺混效率，因此本发明飞行器的发动机整体长度更短，有利于降低飞行器的重量，提高推重比。与传统的具有冲压旋转爆震发动机的飞行器相比，本专利采用亚燃室燃烧产物诱燃旋转爆震，燃烧组织能力强，更易实现液体煤油等低活性碳氢燃料的稳定燃烧，进而促进具有冲压旋转爆震发动机的飞行器的工程应用。

除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本发明还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本发明作进一步详细的说明。

附图说明

构成本申请的一部分的附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1是本发明优选实施例的双燃烧室冲压发动机的结构示意图。

图例说明

10、外壳；110、外喷口；12、爆震室；13、尾喷管；20、中心壳体；22、亚燃室；30、外引流通道；40、中心锥体；41、后体；42、前体；50、中心引流通道；60、外进气道；70、中心进气道。

具体实施方式

以下结合附图对本发明的实施例进行详细说明，但是本发明可以由权利要求限定和覆盖的多种不同方式实施。

参照图1，本发明的优选实施例提供了一种双燃烧室冲压发动机，包括：外壳10，外壳10呈两端连通的空心筒状。还包括中心壳体20，设置于外壳10的轴孔中且与外壳10相连，中心壳体20呈两端连通的空心筒状，中心壳体20与外壳10之间的间隙形成供超声速来流引入外壳10内的外引流通道30，中心壳体20后端面与外壳10内壁之间的腔体形成与外引流通道30连通的爆震室12，以及与爆震室12连通的尾喷管13，尾喷管13的喷口与大气连通。还包括中心锥体40，中心锥体40的后体41由中心壳体20的进气端伸入中心壳体20内且与中心壳体20相连，中心锥体40与中心壳体20之间的间隙形成供亚声速来流引入中心壳体20内的中心引流通道50，中心锥体40后端面与中心壳体20内壁之间的腔体形成与中心引流通道50连通的亚燃室22，亚燃室22与燃料源相连且亚燃室22的出口与爆震室12连通。外壳10的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口110，外喷口110两端分别与燃料源和外引流通道30连通，以使燃料分别由多个外喷口110喷入外引流通道30内。和/或中心壳体20的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口，内喷口两端分别与燃料源和外引流通道30连通，以使燃料分别由多个内喷口喷入外引流通道30内。

工作时，如图1所示，超声速来流空气分别由位于外壳10前端的外进气道60、位于中心壳体20前端的中心进气道70进入发动机内。中心进气道70将超声速气流减速至亚声速，经过中心引流通道50后进入亚燃室22，部分燃料由亚燃室22的头部喷入亚燃室22，与空气来流进行等压燃烧，生成的高温燃烧产物再由亚燃室22的出口喷入爆震室12。另一部分空气经外进气道60压缩减速后进入外引流通道30，另一部分燃料经外喷口110和/或内喷口喷入外引流通道30，与来流空气快速混合后进入爆震室12，在爆震室12内以旋转爆震模式燃烧放热，爆震燃烧产物与亚燃室22的燃烧产物快速掺混后经尾喷管13快速排出而产生推力。

现有双燃烧室方案中，所有燃料都喷入亚燃室进行富燃燃烧，燃烧产物再与外围超声速空气来流掺混燃烧，且所有的燃烧都是等压燃烧，故而亚燃室是在当量比远大于1的范围内组织燃烧。而本发明双燃烧室方案中，只有一小部分燃料喷入亚燃室22进行等压燃烧，绝大部分燃料喷入爆震室12进行旋转爆震燃烧，两种燃烧产物快速掺混后再经尾喷管13排出，故而本专利亚燃室22和爆震室12都在当量比0.5-1.2范围内组织燃烧，因而可根据中心进气道70/外进气道60的空气质量流量来进行燃料分配。本专利采用亚燃室22来引燃旋转爆震，以提高整体火焰稳定能力，因此中心进气道70的空气捕获流量设计的较小，不超过全部空气流量的20％。大部分空气通过外进气道60进入爆震室12，因此绝大部分燃料都在爆震室12内以旋转爆震模式燃烧放热，发动机的整体热循环效率高于传统的等压燃烧冲压发动机，推力性能更优。与传统的双燃烧室冲压发动机相比，由于旋转爆震燃烧产物具有较强的周向不稳定特性，有利于提高其与亚燃产物的掺混效率，因此发明的发动机整体长度更短，有利于降低发动机重量，提高推重比。与传统的冲压旋转爆震发动机相比，本专利采用亚燃室燃烧产物诱燃旋转爆震，燃烧组织能力强，更易实现液体煤油等低活性碳氢燃料的稳定燃烧，进而促进冲压旋转爆震发动机的工程应用。

可选地，如图1所示，当外壳10的外壁上加工有多个外喷口110时，各外喷口110距外引流通道30的出口10mm～20mm。当中心壳体20的外壁上加工有多个内喷口时，各内喷口距外引流通道30的出口10mm～20mm。本发明中，外壳10与中心壳体20之间的间隙形成外引流通道30，外引流通道30不仅用于供空气引流入外壳10内，还用于隔离爆震室12内的高反压对外进气道60的影响，并且还使由外喷口110和/或内喷口喷出的燃料与空气快速、充分混合后再喷入爆震室12中。故而外喷口110和/或内喷口应位于外引流通道30出口的上游，且外喷口110和/或内喷口距外引流通道30出口的距离大于20mm时，爆震室12内的高反压容易在引流通道30内引燃旋转爆震，即发生“回火”现象，从而对外进气道60产生影响；但外喷口110和/或内喷口距外引流通道30出口的距离也不能小于10mm，否则燃料和空气不能在进入爆震室12前充分混合，进而影响爆震室12内的爆震发生。当各外喷口110和/或各内喷口均距外引流通道30的出口为10mm～20mm，燃料和空气能够在外引流通道30内充分混合后再喷入爆震室12中，且不会产生回火现象。

本发明具体实施例中，如图1所示，外壳10的外壁上加工有多个外喷口110，且中心壳体20的外壁上加工有多个内喷口，多个外喷口110和多个内喷口一一对应设置，或多个外喷口110和多个内喷口彼此错位布设。由于外壳10的外壁上加工有多个外喷口110，且中心壳体20的外壁上加工有多个内喷口，并且多个外喷口110和多个内喷口一一对应设置，或者多个外喷口110和多个内喷口彼此错位布设，从而使空气与燃料充分混合，两者混合均匀，有利于爆震室12中爆震反应的发生，且克服外引流通道30的截面高度大时，仅设置外喷口110或仅设置内喷口时，空气不能与燃料充分混合的问题。

优选地，尾喷管13的外壁和爆震室12的外壁均设有第一壁面冷却通道(图未示)，第一壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置(图未示)相连。多个外喷口110分别与第一壁面冷却通道连通，以使冷却尾喷管13和爆震室12后的燃料由多个外喷口110喷入外引流通道30内。通过在尾喷管13和爆震室12的外壁设置第一壁面冷却通道，从而可引入燃料对尾喷管13和爆震室12进行冷却，且多个外喷口110分别与该第一壁面冷却通道连通，从而冷却尾喷管13和爆震室12的燃料可作为为外喷口110提供燃料的燃料源，该种设置方式，不仅使发动机的结构简单、紧凑，且充分利用燃料，使其首先作为冷却剂冷却尾喷管13和爆震室12，然后再作为燃料参与爆震室燃烧。

优选地，亚燃室22的外壁和后体41的后端面均设有第二壁面冷却通道(图未示)，第二壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置(图未示)相连。多个内喷口和亚燃室22的头部分别与第二壁面冷却通道连通，以使冷却亚燃室22和后体41后端面后的燃料一部分喷入亚燃室22，另一部分由多个内喷口喷入外引流通道30内。通过在亚燃室22的外壁和后体41的后端面均设置第二壁面冷却通道，从而可引入燃料对亚燃室22的外壁和后体41的后端面进行冷却，且多个内喷口和亚燃室22的头部分别与该第二壁面冷却通道连通，从而冷却亚燃室22的外壁和后体41的后端面的燃料可作为为内喷口和亚燃室头部喷口提供燃料的燃料源，该种设置方式，不仅使发动机的结构简单、紧凑，且充分利用燃料，使其首先作为冷却剂冷却亚燃室22的外壁和后体41的后端面，然后再作为燃料参与亚燃室和爆震室燃烧。

可选地，如图1所示，双燃烧室冲压发动机还包括用于使中心壳体20与外壳10相连的多根第一连接肋条，多根第一连接肋条沿外引流通道30的周向依次间隔布置，中心壳体20的外壁与外壳10的内壁通过各第一连接肋条支撑拉结。本发明具体实施例中，如图1所示，多根第一连接肋条沿外引流通道30的周向依次间隔布置。各第一连接肋条上与外壳10的内壁相连的上端面呈与外壳10的内壁匹配的曲面，各第一连接肋条上与中心壳体20的外壁相连的下端面呈与中心壳体20的外壁匹配的曲面。当第一连接肋条的上端面与外壳10的内壁面匹配连接，且第一连接肋条的下端面与中心壳体20的外壁面匹配连接时，中心壳体20与外壳10连接稳定，发动机的整体结构强度强。

同样的，如图1所示，双燃烧室冲压发动机还包括用于使中心锥体40与中心壳体20相连的多根第二连接肋条，多根第二连接肋条沿中心引流通道50的周向依次间隔布置，中心锥体40的外壁与中心壳体20的内壁通过各第二连接肋条支撑拉结。本发明具体实施例中，如图1所示，多根第二连接肋条沿中心引流通道50的周向依次间隔布置。各第二连接肋条上与中心壳体20的内壁相连的上端面呈与中心壳体20的内壁匹配的曲面，各第二连接肋条上与中心锥体40的外壁相连的下端面呈与中心锥体40的外壁匹配的曲面。当第二连接肋条的上端面与中心壳体20的内壁面匹配连接，且第二连接肋条的下端面与中心锥体40的外壁面匹配连接时，中心锥体40与中心壳体20连接稳定，发动机的整体结构强度强。

本发明具体实施例中，如图1所示，外壳10的进气端与中心锥体40的前端面之间构成对空气来流进行减速、压缩的外进气道60。中心壳体20与外壳10同轴设置，中心壳体20的进气端伸出外壳10，中心壳体20的排气端与外引流通道30的出口齐平。

同样的，如图1所示，中心壳体20的进气端与中心锥体40的前端面之间构成对空气来流进行减速、压缩的中心进气道70。中心锥体40与中心壳体20同轴设置，中心锥体40的前体42伸出中心壳体20，中心锥体40后体41的后端面与中心引流通道50的出口齐平。

参照图1，本发明还公开了一种高超声速飞行器，包括如上述任一项的双燃烧室冲压发动机。本发明的高超声速飞行器采用亚燃室22来引燃旋转爆震，以提高整体火焰稳定能力，因此中心进气道70的空气捕获流量设计的较小，不超过全部空气流量的20％。大部分空气通过外进气道60进入爆震室12，因此绝大部分燃料都在爆震室12内以旋转爆震模式燃烧放热，发动机的整体热循环效率高于传统的等压燃烧冲压发动机，推力性能更优。与传统的具有双燃烧室冲压发动机的飞行器相比，由于旋转爆震燃烧产物具有较强的周向不稳定特性，有利于提高其与亚燃产物的掺混效率，因此本发明飞行器的发动机整体长度更短，有利于降低飞行器的重量，提高推重比。与传统的具有冲压旋转爆震发动机的飞行器相比，本专利采用亚燃室燃烧产物诱燃旋转爆震，燃烧组织能力强，更易实现液体煤油等低活性碳氢燃料的稳定燃烧，进而促进具有冲压旋转爆震发动机的飞行器的工程应用。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。

Claims (6)

1.一种双燃烧室冲压发动机，其特征在于，包括：

外壳（10），所述外壳（10）呈两端连通的空心筒状；

中心壳体（20），设置于所述外壳（10）的轴孔中且与所述外壳（10）相连，所述中心壳体（20）呈两端连通的空心筒状，所述中心壳体（20）与所述外壳（10）之间的间隙形成供超声速来流引入所述外壳（10）内的外引流通道（30），所述中心壳体（20）后端面与所述外壳（10）内壁之间的腔体形成与所述外引流通道（30）连通的爆震室（12），以及与所述爆震室（12）连通的尾喷管（13），所述尾喷管（13）的喷口与大气连通；

中心锥体（40），所述中心锥体（40）的后体（41）由所述中心壳体（20）的进气端伸入所述中心壳体（20）内且与所述中心壳体（20）相连，所述中心锥体（40）与所述中心壳体（20）之间的间隙形成供亚声速来流引入所述中心壳体（20）内的中心引流通道（50），所述中心锥体（40）后端面与所述中心壳体（20）内壁之间的腔体形成与所述中心引流通道（50）连通的亚燃室（22），所述亚燃室（22）与燃料源相连且所述亚燃室（22）的出口与所述爆震室（12）连通；

所述外壳（10）的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口（110），所述外喷口（110）两端分别与所述燃料源和所述外引流通道（30）连通，以使燃料分别由多个所述外喷口（110）喷入所述外引流通道（30）内；和

所述中心壳体（20）的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口，所述内喷口两端分别与所述燃料源和所述外引流通道（30）连通，以使燃料分别由多个所述内喷口喷入所述外引流通道（30）内；

各外喷口（110）距外引流通道（30）的出口10mm～20mm；各内喷口距外引流通道（30）的出口10mm～20mm；外喷口（110）和内喷口应位于外引流通道（30）出口的上游，多个外喷口（110）和多个内喷口一一对应设置，或多个外喷口（110）和多个内喷口彼此错位布设；

尾喷管（13）的外壁和爆震室（12）的外壁均设有第一壁面冷却通道，第一壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置相连；多个外喷口（110）分别与第一壁面冷却通道连通，以使冷却尾喷管（13）和爆震室（12）后的燃料由多个外喷口（110）喷入外引流通道（30）内亚燃室（22）的外壁和后体（41）的后端面均设有第二壁面冷却通道，第二壁面冷却通道与用于提供燃料的燃料供给装置相连；多个内喷口和亚燃室（22）的头部分别与第二壁面冷却通道连通，以使冷却亚燃室（22）和后体（41）后端面后的燃料一部分喷入亚燃室（22），另一部分由多个内喷口喷入外引流通道（30）内。

2.根据权利要求1所述的双燃烧室冲压发动机，其特征在于，

所述双燃烧室冲压发动机还包括用于使所述中心壳体（20）与所述外壳（10）相连的多根第一连接肋条，多根所述第一连接肋条沿所述外引流通道（30）的周向依次间隔布置，所述中心壳体（20）的外壁与所述外壳（10）的内壁通过各所述第一连接肋条支撑拉结。

3.根据权利要求1所述的双燃烧室冲压发动机，其特征在于，

所述双燃烧室冲压发动机还包括用于使所述中心锥体（40）与所述中心壳体（20）相连的多根第二连接肋条，多根所述第二连接肋条沿所述中心引流通道（50）的周向依次间隔布置，所述中心锥体（40）的外壁与所述中心壳体（20）的内壁通过各所述第二连接肋条支撑拉结。

4.根据权利要求1所述的双燃烧室冲压发动机，其特征在于，

所述外壳（10）的进气端与所述中心锥体（40）的前端面之间构成对空气来流进行减速、压缩的外进气道（60）；

所述中心壳体（20）与所述外壳（10）同轴设置，所述中心壳体（20）的进气端伸出所述外壳（10），所述中心壳体（20）的排气端与所述外引流通道（30）的出口齐平。

5.根据权利要求1所述的双燃烧室冲压发动机，其特征在于，

所述中心壳体（20）的进气端与所述中心锥体（40）的前端面之间构成对空气来流进行减速、压缩的中心进气道（70）；

所述中心锥体（40）与所述中心壳体（20）同轴设置，所述中心锥体（40）的前体（42）伸出所述中心壳体（20），所述中心锥体（40）后体（41）的后端面与所述中心引流通道（50）的出口齐平。

6.一种高超声速飞行器，其特征在于，包括如上述权利要求1至5中任一项所述的双燃烧室冲压发动机。

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