CN108757179A - 组合循环发动机及高超声速飞行器 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种组合循环发动机及高超声速飞行器，包括旋转爆震冲压发动机和设置于其内的火箭发动机。旋转爆震冲压发动机包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状。中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的第一喷管。火箭发动机包括：设置于中心锥体内的燃烧室、与燃烧室连通的第二喷管，第二喷管的喷口与爆震室连通。外壳的外壁上加工有外喷口，外喷口两端分别与燃料供给装置和引流通道连通。和/或后体的外壁上加工有多个内喷口，内喷口两端分别与燃料供给装置和引流通道连通。

Description

组合循环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，涉及一种组合循环发动机。此外，本发明还涉及一种包括上述组合循环发动机的高超声速飞行器。
背景技术
高超声速飞行器飞行速度超过5倍声速，飞行高度通常在18-35公里，是具有远程、快速、精确打击能力的新型“杀手锏”武器，是当前国际上航空航天领域竞争的焦点，其核心是高超声速推进技术。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，以等压模式组织燃烧。连续旋转爆震冲压发动机是近期提出的一种新型冲压推进方案，以爆震模式组织燃烧，较等压燃烧具有更高的热循环效率，可望为高超声速飞行器提供性能更高的动力装置。文献【Wang Chao,Liu Weidong,Liu Shijie,Jiang Luxin,LinZhiyong.Experimental Verification of Air-breathing Continuous RotatingDetonation Fueled by Hydrogen,International Journal of Hydrogen Energy,2015,40:9530-9538.】和【Shijie Liu,Weidong Liu,Yi Wang,Zhiyong Lin,Free Jet Test ofContinuous Rotating Detonation Ramjet Engine,AIAA 2017-2282.】分别通过直连式与自由射流试验验证了连续旋转爆震冲压发动机的可行性。
虽然目前超燃冲压发动机的关键技术已获得突破，连续旋转爆震冲压发动机的可行性已获得验证，但这些发动机都只能工作在冲压模态。若要实现零速度启动、高超声速巡航飞行，必须把冲压发动机与其它动力进行组合，开展组合发动机技术研究。常见的两种组合形式是火箭基组合发动机(RBCC)和涡轮基组合发动机(TBCC)，两种组合方案各有优劣。
RBCC是对火箭发动机技术和冲压发动机技术的有机融合，兼具冲压发动机高比冲和火箭发动机高推重比的优势，具备全速域、全空域工作能力。RBCC的初衷是作为单级入轨动力系统，但也可用于零速度启动、高超声速巡航飞行动力系统。
传统的RBCC发动机主要由引射火箭和冲压发动机流道组成，可根据需要将火箭安装在流道内的合适位置。对于高超声速巡航RBCC发动机，可分为三种工作模态，如图1所示，当Ma＝0-3时，工作在引射模态。在引射和速度冲压双重作用下，空气进入流动通道，在引射混合区与引射火箭产生的高温燃气掺混，在混合气体中喷入燃料进行二次补燃，引射火箭和下游的补燃都可以产生推力。如图2所示，当Ma＝3-5时，RBCC工作在亚燃模态，此时关闭引射火箭，进气道捕获的高总压亚声速气流在燃烧室上游压力得到恢复，在燃烧室下游喷注燃料进行亚声速燃烧，最终燃烧产物通过尾喷管排出。如图3所示，当Ma5以上时，发动机转入超燃冲压模态，此时仍关闭引射火箭，进气道捕获的超声速气流进入燃烧室，在燃烧室上游位置喷注燃料以实现超声速燃烧，最终燃烧产物通过尾喷管排出。
传统的RBCC发动机工作模态较多，模态转换难度大；RBCC发动机以等压方式组织燃烧，热循环效率低，推力性能差；另外，由于引射模态需要引射混合区、等压燃烧释热速度慢，故需要较长的燃烧室，从而使得发动机整体长度较大。
发明内容
本发明提供了一种组合循环发动机及高超声速飞行器，以解决传统的RBCC发动机工作模态多、模态转换难度大、热循环效率低、推力性能差及燃烧室长度长的技术问题。
本发明采用的技术方案如下：
一种组合循环发动机，包括旋转爆震冲压发动机和设置于其内的火箭发动机；旋转爆震冲压发动机包括：外壳，外壳呈两端连通的空心筒状；中心锥体，中心锥体的后体由外壳的进气端伸入外壳内且与外壳相连，且外壳与后体之间的间隙形成供空气引入外壳内的引流通道，后体后端面与外壳内壁之间的腔体形成与引流通道连通的爆震室，以及与爆震室连通的第一喷管，第一喷管的喷口与大气连通；火箭发动机包括：设置于中心锥体内的燃烧室、与燃烧室连通的第二喷管，第二喷管的喷口与爆震室连通，燃烧室与用于提供氧化剂的氧化剂供给装置和用于提供燃料的燃料供给装置分别连通；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供给装置和引流通道连通，以使燃料由多个外喷口喷入引流通道内；和/或后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供给装置和引流通道连通，以使燃料由多个内喷口喷入引流通道内。
进一步地，各外喷口距引流通道的出口10mm～20mm；和/或各内喷口距引流通道的出口10mm～20mm。
进一步地，多个外喷口和多个内喷口一一对应设置，或者多个外喷口和多个内喷口彼此错位布置。
进一步地，第一喷管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，以供冷却第一喷管和爆震室后的燃料由多个外喷口喷入引流通道内。
进一步地，第二喷管和燃烧室的外壁均设有第二壁面冷却通道，第二壁面冷却通道与燃料供给装置相连；多个内喷口和燃烧室的头部喷口分别与第二壁面冷却通道连通，以使供冷却第二喷管和燃烧室后的燃料，一部分由多个内喷口喷入引流通道内，另一部分由燃烧室的头部喷入燃烧室内。
进一步地，爆震室呈直筒状；爆震室的长度为400mm～800mm。
进一步地，旋转爆震冲压发动机还包括用于使后体与外壳相连的多根连接肋条，多根连接肋条沿引流通道的周向依次间隔布置，且各连接肋条的上端面与外壳的内壁相连，各连接肋条的下端面与后体的外壁相连。
进一步地，中心锥体还包括与后体沿轴向相连的前体，前体位于外壳外，且前体的外壁面构成用于对空气进行压缩的进气道；燃烧室位于前体内；第二喷管与燃烧室的出口相连，且第二喷管沿中心锥体的轴向延伸至与后体的后端面连通。
进一步地，中心锥体内设有对氧化剂进行导流的氧化剂流道、用于对燃料进行导流的燃料流道；氧化剂流道的进流口与氧化剂供给装置相连，氧化剂流道的出流口与燃烧室的头部相连；燃料流道的进流口与燃料供给装置相连，燃料流道的出流口与第二壁面冷却通道相连。
根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞行器，包括如上述任一项的组合循环发动机。
本发明具有以下有益效果：
本发明的组合循环发动机采用了常规火箭发动机和旋转爆震冲压发动机相组合的方案，其中，火箭发动机位于旋转爆震冲压发动机进气道中心锥体内，与常规RBCC发动机相比，本发明的组合循环发动机整体结构更加简单、紧凑。本发明的组合循环发动机中，旋转爆震冲压发动机以旋转爆震模式组织燃烧，而常规的RBCC发动机以等压模式组织燃烧，与常规的RBCC发动机相比，本发明的发动机循环热效率更高、推力性能更优，从而更适合远程高超声速巡航飞行，经济性能更优；另外，对于常规的RBCC，由于引射模态需要引射混合区，而等压燃烧释热速度慢，故需要较长的燃烧室，从而使得发动机整体长度较大。而本发明中，由于爆震燃烧释热速度快，从而所需燃烧室的长度短，进而本发明的发动机的整体长度更短。传统的RBCC发动机工作模态较多(包括引射模态、亚燃冲压模态及超燃冲压模态)，模态转换难度大，而本申请发动机工作模态较少(包括引射模态和冲压模态)，且模态间转换难度小。现有技术中，旋转爆震发动机均采用圆环形的燃烧室，而本申请方案中，由于外壳呈两端连通的空心筒状，且中心锥体仅后体伸入外壳中，故而爆震室呈空心筒状，相比圆环形的燃烧室，筒状的燃烧室具有更强的爆震燃烧组织能力，火焰的燃烧稳定性能好；
本发明的高超声速飞行器工作模态小、模态转换难度小、热循环效率高、推力性能好且燃烧室长度短。
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是现有RBCC发动机引射模态工作示意图；
图2是现有RBCC发动机亚燃冲压模态工作示意图；
图3是现有RBCC发动机超燃冲压模态工作示意图；
图4是本发明优选实施例的组合循环发动机的剖视结构示意图；
图5是图4中组合循环发动机推进剂供应示意图。
图例说明
10、旋转爆震冲压发动机；101、引流通道；11、外壳；1110、外喷口；112、爆震室；113、第一喷管；12、中心锥体；121、后体；1210、内喷口；122、前体；13、连接肋条；20、火箭发动机；21、燃烧室；22、第二喷管；30、氧化剂供给装置；40、燃料供给装置。
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4，本发明的优选实施例提供了一种组合循环发动机，包括旋转爆震冲压发动机10和设置于其内的火箭发动机20。旋转爆震冲压发动机10包括：外壳11，外壳11呈两端连通的空心筒状。还包括中心锥体12，中心锥体12的后体121由外壳11的进气端伸入外壳11内且与外壳11相连，且外壳11与后体121之间的间隙形成供空气引入外壳11内的引流通道101，后体121后端面与外壳11内壁之间的腔体形成与引流通道101连通的爆震室112，以及与爆震室112连通的第一喷管113，第一喷管113的喷口与大气连通。火箭发动机20包括：设置于中心锥体12内的燃烧室21、与燃烧室21连通的第二喷管22，第二喷管22的喷口与爆震室112连通，燃烧室21与用于提供氧化剂的氧化剂供给装置30和用于提供燃料的燃料供给装置40分别连通。外壳11的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口1110，外喷口1110两端分别与燃料供给装置40和引流通道101连通，以使燃料由多个外喷口1110喷入引流通道101内。和/或后体121的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口1210，内喷口1210两端分别与燃料供给装置40和引流通道101连通，以使燃料由多个内喷口1210喷入引流通道101内。
本发明的组合循环发动机具有两种工作模态：当飞行速度低于Ma2.5时，该组合循环发动机工作在引射模态，此时需开启火箭发动机20，组合循环发动机所携带的氧化剂和燃料分别进入燃烧室21进行等压燃烧，高温高压燃烧产物从第二喷管22快速排出。在火箭发动机20的引射作用下，来流空气经过中心锥体12前体122构成的进气道后进入引流通道101内，并与经外喷口1110和/或内喷口1210喷出的燃料快速混合后进入爆震室112，以旋转爆震模式燃烧放热并与火箭发动机20燃烧产物快速掺混，掺混后的燃烧产物经第一喷管113加速排出，从而产生推力。当飞行速度大于Ma2.5时，组合循环发动机工作在冲压模态，此时关闭火箭发动机20，旋转爆震冲压发动机10单独工作。来流空气经过进气道后进入引流通道101内，并与经外喷口1110和/或内喷口1210喷出的燃料快速混合后进入爆震室112，在爆震室112内以旋转爆震模式燃烧放热，燃烧产物经第一喷管113加速排出，从而产生推力，在冲压模态下飞行器加速飞行，逐渐加速直至Ma6，最终实现高超声速巡航飞行。
本发明的组合循环发动机采用了常规火箭发动机20和旋转爆震冲压发动机10相组合的方案，其中，火箭发动机20位于旋转爆震冲压发动机10进气道中心锥体12内，与常规RBCC发动机相比，本发明的组合循环发动机整体结构更加简单、紧凑。本发明的组合循环发动机中，旋转爆震冲压发动机10以旋转爆震模式组织燃烧，而常规的RBCC发动机以等压模式组织燃烧，与常规的RBCC发动机相比，本发明的发动机循环热效率更高、推力性能更优，从而更适合远程高超声速巡航飞行，经济性能更优；另外，由于引射模态需要引射混合区，而等压燃烧释热速度慢，故常规RBCC需要较长的燃烧室，从而使得发动机整体长度较大。而本发明中，由于爆震燃烧释热速度快，从而所需燃烧室的长度短，进而本发明的发动机的整体长度更短。传统的RBCC发动机工作模态较多(包括引射模态、亚燃冲压模态及超燃冲压模态)，模态转换难度大，而本申请发动机工作模态较少(包括引射模态和冲压模态)，且模态间转换难度小。现有技术中，旋转爆震发动机均采用圆环形的燃烧室，而本申请方案中，由于外壳11呈两端连通的空心筒状，且中心锥体12仅后体121伸入外壳11中，故而爆震室112呈空心筒状，相比圆环形的燃烧室，筒状的燃烧室具有更强的爆震燃烧组织能力，火焰的燃烧稳定性能好。
可选地，如图4所示，外壳11的外壁上加工有多个外喷口1110，各外喷口1110距引流通道101的出口10mm～20mm。和/或后体121的外壁上加工有多个内喷口1210，各内喷口1210距引流通道101的出口10mm～20mm。本发明中，外壳11与后体121之间的间隙形成引流通道101，引流通道101不仅用于供空气引流入外壳11内，还用于隔离爆震室112内的高反压对引流通道101之前的由中心锥体12的前体122形成的进气道的影响，并且还使由外喷口1110和/或内喷口1210喷出的燃料与空气快速、充分混合后再喷入爆震室112中。故而外喷口1110和/或内喷口1210应位于引流通道101出口的上游，且外喷口1110和/或内喷口1210距引流通道101出口的距离不能大于20mm，否则爆震室112内的高反压容易在通道101内引燃旋转爆震，即发生“回火”现象，从而对进气道产生影响；但外喷口1110和/或内喷口1210距引流通道101出口的距离不能小于10mm，否则燃料和空气不能在进入爆震室112前充分混合，进而影响爆震室112内的爆震发生。当各外喷口1110和/或各内喷口均距引流通道101的出口为10mm～20mm，燃料和空气能够在引流通道101内充分混合后再喷入爆震室112中，且不会产生回火现象。
本发明具体实施例中，如图4所示，外壳11的外壁上加工有多个外喷口1110，且后体121的外壁上加工有多个内喷口1210，多个外喷口1110和多个内喷口1210一一对应设置，或者多个外喷口1110和多个内喷口1210彼此错位布置。由于外壳11的外壁上加工有多个外喷口1110，且后体121的外壁上加工有多个内喷口1210，并且多个外喷口1110和多个内喷口1210一一对应设置，或者多个外喷口1110和多个内喷口1210彼此错位布置，从而使空气与燃料充分混合，两者混合均匀，有利于爆震室112中爆震反应的发生，且克服引流通道101的截面高度大时，仅设置外喷口1110或仅设置内喷口1210时，空气不能与燃料充分混合的问题。
优选地，第一喷管113和爆震室112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燃料供给装置40相连。多个外喷口1110分别与第一壁面冷却通道连通，以供冷却第一喷管113和爆震室112后的燃料由多个外喷口1110喷入引流通道101内。通过在第一喷管113和爆震室112的外壁设置第一壁面冷却通道，从而可引入燃料对第一喷管113和爆震室112进行冷却，且多个外喷口1110分别与该第一壁面冷却通道连通，从而冷却第一喷管113和爆震室112的燃料可作为为外喷口1110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第一喷管113和爆震室112，然后再作为燃料参与爆震室燃烧。
优选地，第二喷管22和燃烧室21的外壁均设有第二壁面冷却通道(图未示)，第二壁面冷却通道与燃料供给装置40相连。多个内喷口1210和燃烧室21的头部分别与第二壁面冷却通道连通，以供冷却第二喷管22和燃烧室21后的燃料一部分由多个内喷口1210喷入引流通道101内，另一部分由燃烧室21的头部喷入燃烧室21内。通过在第二喷管22和燃烧室21的外壁设置第二壁面冷却通道，从而可引入燃料对第二喷管22和燃烧室21进行冷却，且多个内喷口1210和燃烧室21的头部分别与该第二壁面冷却通道连通，从而冷却第二喷管22和燃烧室21的燃料可作为为内喷口1210和燃烧室21的头部提供燃料的燃料源，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第二喷管22和燃烧室21，然后再作为燃料参与火箭和爆震室燃烧。
实际工作时，发动机的燃料供应示意图如图5所示。本发明中，推进剂包括发动机自身携带的液体状的氧化剂和液体状的燃料，且氧化剂存储在氧化剂供给装置30中，燃料存储在燃料供给装置40中。工作时，氧化剂由氧化剂供给装置30泵出后进入中心锥体12中，且经过中心锥体12内的供应流道最终由燃烧室21的头部喷入燃烧室21内。燃料由燃料供给装置40泵出后分两路进行供应，其中一路进入第一壁面冷却通道内冷却第一喷管113和爆震室112，并在该第一壁面冷却通道内吸热升温气化或者气化裂解，当外壳11上设有外喷口1110时，冷却第一喷管113和爆震室112的燃料由外喷口1110喷入引流通道101内参与爆震室112内的燃烧。另一路燃料进入中心锥体12内，并由中心锥体12内的供应流道流入第二壁面冷却通道内，对火箭发动机的第二喷管22和燃烧室21的壁面进行冷却，在该通道内吸热升温气化或者气化裂解，吸热升温后的燃料由燃烧室21的头部喷入燃烧室21内，或者当后体121上设有内喷口1210时，第二壁面冷却通道内的燃料再分两路进行供应，其中一路进入燃烧室21的头部参与燃烧，另一路经由内喷口1210喷入引流通道101内参与爆震室112内的燃烧。
优选地，如图4所示，爆震室112呈直筒状。相比现有技术中的圆环形的爆震室，圆筒状的爆震室具有更强的爆震燃烧组织能力，火焰的燃烧稳定性能好。进一步地，爆震室112的长度为400mm～800mm。爆震室112的长度大于800mm时，将加长发动机的整体长度，爆震室112的长度小于400mm时，爆震燃烧不充分，进而影响发动机的推力性能。
可选地，如图4所示，旋转爆震冲压发动机10还包括用于使后体121与外壳11相连的多根连接肋条13，多根连接肋条13沿引流通道101的周向依次间隔布置，且各连接肋条13分别与外壳11的内壁和后体121的外壁相连。本发明具体实施例中，如图4所示，多根连接肋条13沿引流通道101的周向依次间隔布置。各连接肋条13上与外壳11的内壁相连的上端面呈与外壳11的内壁匹配的曲面，各连接肋条13上与后体121的外壁相连的下端面呈与后体121的外壁匹配的曲面。当连接肋条13的上端面与外壳11的内壁面匹配连接，且连接肋条的下端面与后体121的外壁面匹配连接时，中心锥体12与外壳11连接稳定，发动机的整体结构强度强。
可选地，如图4所示，中心锥体12与外壳11同轴设置，且后体121的后端面与引流通道101的出口齐平。
可选地，如图4所示，中心锥体12还包括与后体121沿轴向相连的前体122，前体122位于外壳11外，且前体122的外壁面构成用于对空气进行压缩的进气道。燃烧室21位于前体122内。第二喷管22与燃烧室21的出口相连，且第二喷管22沿中心锥体12的轴向延伸至与后体121的后端面连通。
可选地，如图4所示，中心锥体12内设有对氧化剂进行导流的氧化剂流道(图未示)、用于对燃料进行导流的燃料流道(图未示)。氧化剂流道的进流口与氧化剂供给装置30相连，氧化剂流道的出流口与燃烧室21的头部相连，由氧化剂供给装置30泵出的氧化剂通过氧化剂流道最终由燃烧室21的头部喷入燃烧室内。燃料流道的进流口与燃料供给装置40相连，燃料流道的出流口与第二壁面冷却通道相连。由燃料供给装置40泵出的燃料部分流入第一壁面冷却通道内冷却第一喷管113和爆震室112，另一部分燃料通过燃料流道进入第二壁面冷却通道内冷却第二喷管22和燃烧室21。
本发明具体实施例中，第一喷管113为扩张型喷管，第二喷管22为拉瓦尔喷管，用于增大高温高压燃烧产物的流速，使其快速排出产生推力。
根据本发明的另一方面，还提供了一种高超声速飞行器，包括上述实施例的组合循环发动机。将实验验证，本发明的高超声速飞行器工作模态小、模态转换难度小、热循环效率高、推力性能好且燃烧室长度短。
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 (10)

1.一种组合循环发动机，其特征在于，包括旋转爆震冲压发动机(10)和设置于其内的火箭发动机(20)；
所述旋转爆震冲压发动机(10)包括：
外壳(11)，所述外壳(11)呈两端连通的空心筒状；
中心锥体(12)，所述中心锥体(12)的后体(121)由所述外壳(11)的进气端伸入所述外壳(11)内且与所述外壳(11)相连，且所述外壳(11)与所述后体(121)之间的间隙形成供空气引入所述外壳(11)内的引流通道(101)，所述后体(121)后端面与所述外壳(11)内壁之间的腔体形成与所述引流通道(101)连通的爆震室(112)，以及与所述爆震室(112)连通的第一喷管(113)，所述第一喷管(113)的喷口与大气连通；
所述火箭发动机(20)包括：
设置于所述中心锥体(12)内的燃烧室(21)、与所述燃烧室(21)连通的第二喷管(22)，所述第二喷管(22)的喷口与所述爆震室(112)连通，所述燃烧室(21)与用于提供氧化剂的氧化剂供给装置(30)和用于提供燃料的燃料供给装置(40)分别连通；
所述外壳(11)的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个外喷口(1110)，所述外喷口(1110)两端分别与所述燃料供给装置(40)和所述引流通道(101)连通，以使燃料由多个所述外喷口(1110)喷入所述引流通道(101)内；和/或
所述后体(121)的外壁上加工有沿其周向依次间隔设置的多个内喷口(1210)，所述内喷口(1210)两端分别与所述燃料供给装置(40)和所述引流通道(101)连通，以使燃料由多个所述内喷口(1210)喷入所述引流通道(101)内。
2.根据权利要求1所述的组合循环发动机，其特征在于，
各所述外喷口(1110)距所述引流通道(101)的出口10mm～20mm；和/或
各所述内喷口(1210)距所述引流通道(101)的出口10mm～20mm。
3.根据权利要求2所述的组合循环发动机，其特征在于，
多个所述外喷口(1110)和多个所述内喷口(1210)一一对应设置，或者多个所述外喷口(1110)和多个所述内喷口(1210)彼此错位布置。
4.根据权利要求3所述的组合循环发动机，其特征在于，
所述第一喷管(113)和所述爆震室(112)的外壁均设有第一壁面冷却通道，所述第一壁面冷却通道与所述燃料供给装置(40)相连；
多个所述外喷口(1110)分别与所述第一壁面冷却通道连通，以供冷却所述第一喷管(113)和所述爆震室(112)后的燃料由多个所述外喷口(1110)喷入所述引流通道(101)内。
5.根据权利要求3所述的组合循环发动机，其特征在于，
所述第二喷管(22)和所述燃烧室(21)的外壁均设有第二壁面冷却通道，所述第二壁面冷却通道与所述燃料供给装置(40)相连；
多个所述内喷口(1210)和所述燃烧室(21)的头部分别与所述第二壁面冷却通道连通，以使供冷却所述第二喷管(22)和所述燃烧室(21)后的燃料，一部分由多个所述内喷口(1210)喷入所述引流通道(101)内，另一部分由所述燃烧室(21)的头部喷入所述燃烧室(21)内。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的组合循环发动机，其特征在于，
所述爆震室(112)呈直筒状；
所述爆震室(112)的长度为400mm～800mm。
7.根据权利要求1至5中任一项所述的组合循环发动机，其特征在于，
所述旋转爆震冲压发动机(10)还包括用于使所述后体(121)与所述外壳(11)相连的多根连接肋条(13)，多根所述连接肋条(13)沿所述引流通道(101)的周向依次间隔布置，且各所述连接肋条(13)的上端面与所述外壳(11)的内壁相连，各所述连接肋条(13)的下端面与所述后体(121)的外壁相连。
8.根据权利要求1至5中任一项所述的组合循环发动机，其特征在于，
所述中心锥体(12)还包括与所述后体(121)沿轴向相连的前体(122)，所述前体(122)位于所述外壳(11)外，且所述前体(122)的外壁面构成用于对空气进行压缩的进气道；
所述燃烧室(21)位于所述前体(122)内；
所述第二喷管(22)与所述燃烧室(21)的出口相连，且所述第二喷管(22)沿所述中心锥体(12)的轴向延伸至与所述后体(121)的后端面连通。
9.根据权利要求1至5中任一项所述的组合循环发动机，其特征在于，
所述中心锥体(12)内设有对氧化剂进行导流的氧化剂流道、用于对燃料进行导流的燃料流道；
所述氧化剂流道的进流口与所述氧化剂供给装置(30)相连，所述氧化剂流道的出流口与所述燃烧室(21)的头部相连；
所述燃料流道的进流口与所述燃料供给装置(40)相连，所述燃料流道的出流口与所述第二壁面冷却通道相连。
10.一种高超声速飞行器，其特征在于，包括如上述权利要求1至9中任一项所述的组合循环发动机。
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