CN109667684B - 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器 - Google Patents

推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器 Download PDF

Info

Publication number
CN109667684B
CN109667684B CN201811597714.XA CN201811597714A CN109667684B CN 109667684 B CN109667684 B CN 109667684B CN 201811597714 A CN201811597714 A CN 201811597714A CN 109667684 B CN109667684 B CN 109667684B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
fuel
cone
gap
core body
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201811597714.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN109667684A (zh
Inventor
石天一
聂万胜
郭康康
陈朋
苏凌宇
林伟
刘瑜
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Space Engineering University
Original Assignee
Space Engineering University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Space Engineering University filed Critical Space Engineering University
Priority to CN201811597714.XA priority Critical patent/CN109667684B/zh
Publication of CN109667684A publication Critical patent/CN109667684A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN109667684B publication Critical patent/CN109667684B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/56—Control
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Combustion Methods Of Internal-Combustion Engines (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

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。

Description

推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器
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；
所述锥体连接在所述内芯体的尾端；自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述锥体的直径逐渐减小；
所述锥体的外侧套设有收敛筒体，所述收敛筒体的首端与所述外筒体的尾端连接；
所述收敛筒体的内壁与所述锥体的外壁之间形成有第二间隙，该第二间隙与所述环形燃烧室连通并构成所述环形燃烧室的一部分。
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，所述收敛筒体内壁的直径随着所述锥体直径的减小而减小。
进一步的，在本发明的实施例中，还包括扩张筒体；
所述扩张筒体套设在所述锥体的外侧，且所述扩张筒体的首端与所述收敛筒体的尾端连接；
所述扩张筒体的内壁与所述锥体的外壁之间形成有第三间隙，该第三间隙与所述第二间隙连通并构成所述环形燃烧室的一部分。
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，所述扩张筒体内壁的直径随着所述锥体直径的减小而减小，且所述扩张筒体的内壁与所述锥体的外壁之间的距离逐渐增大。
本发明还提供了一种飞行器，包括所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机。
在上述技术方案中，相对于常规火箭发动机，这种连续爆震吸气式发动机具有更高的燃烧效率、更简单的发动机结构以及更大的推重比。结合连续爆震吸气式发动机自身的可调节性，可以通过在不同燃料单元腔内增加燃料的流量，使单位时间内注入发动机不同位置的燃料量产生差异，从而实现对推力的矢量控制。
综上所述，利用上述连续爆震吸气式发动机热效率高、结构简单等特点，可以赋予推力矢量控制技术更高效的推进性能与更简单、可靠的系统结构。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的剖视图；
图2为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的主视图；
图3为本发明一个实施例提供的外环端盖的侧视图；
图4为本发明一个实施例提供的外环端盖的A-A截面图；
图5为本发明一个实施例提供的外环端盖的立体图；
图6为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的爆炸图；
图7为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的立体图；
图8为本发明一个实施例提供的外筒体的立体图；
图9为本发明一个实施例提供的外筒体的剖视图；
图10为本发明一个实施例提供的收敛筒体的立体图；
图11为本发明一个实施例提供的收敛筒体的剖视图；
图12为本发明一个实施例提供的锥体的立体图；
图13为本发明一个实施例提供的扩张筒体的剖视图。
附图标记：
1-内芯体；2-外筒体；3-外环端盖；
4-燃料入口；5-导流锥；6-锥体；
7-收敛筒体；8-扩张筒体；9-导流筒；
21-环形燃烧室；
31-燃料腔；
35-燃料通道；
51-第一冲压间隙；52-第二冲压间隙；
71-第二间隙；81-第三间隙。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，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做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。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
图1为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的剖视图；图2为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的主视图；图3为本发明一个实施例提供的外环端盖3的侧视图；图4为本发明一个实施例提供的外环端盖3的A-A截面图；图5为本发明一个实施例提供的外环端盖3的立体图；图6为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的爆炸图；图7为本发明一个实施例提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机的立体图；图8为本发明一个实施例提供的外筒体2的立体图；图9为本发明一个实施例提供的外筒体2的剖视图；如图1-9所示，本实施例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1；
外筒体2，所述外筒体2具有轴向贯通的中空腔，用于套设在所述内芯体1的外侧；
所述内芯体1的外壁与所述外筒体2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21；所述外筒体2上设置有至少一个预爆震管结构，用于对所述环形燃烧室21点火；
导流锥5，所述导流锥5设置在所述内芯体1的首端，并与所述内芯体1连接；
外环端盖3，所述外环端盖3设置在所述外筒体2的首端，并与所述外筒体2连接，用于套设在所述导流锥5的外侧；
所述导流锥5的外壁与所述外环端盖3的内壁之间形成有与所述环形燃烧室21连通的第一冲压间隙51；
所述外环端盖3的侧壁设置有燃料入口4，所述外环端盖3的内部具有环形的燃料腔31，且所述环形的燃料腔31沿周向分隔为至少两个燃料单元腔；所述燃料入口4通过所述燃料单元腔与所述第一冲压间隙51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。
根据上述结构可知，所述内芯体1的外壁与所述外筒体2的内壁之间形成有第一间隙，该第一间隙构成的环形燃烧室21可以提供燃烧空间，供输入进该连续爆震吸气式发动机内的空气和燃料进行燃烧。这种连续爆震吸气式发动机只需起初起爆一次便可以连续的传播下去，其在工作过程中，推进剂沿轴向喷注，而爆震波沿周向传播，两者方向垂直。爆震波的高度和强度同时受到燃烧室构型、混合物活性、质量流量等参数的影响。经过实验发现，若将爆震发动机分为若干个区域，通过调节不同的区域推进剂质量流量，可以使得不同区域产生不同的推力，具有自身可调节的特性。基于连续爆震吸气式发动机的这种自身可调节特性，本申请将连续爆震吸气式发动机的环形的燃料腔31沿周向分隔为不同的燃料单元腔，基于这种结构，结合可调式文氏管的使用，对输入至所述环形的燃料腔31不同的燃料单元腔内的燃料的量进行调整，以达到对连续爆震吸气式发动机推力矢量控制的目的。
所述可调式文氏管采用文氏管体和调节针锥构成，调节针锥插接在文氏管体的喉部中心，并通过电机控制，使调节针锥在文氏管体的喉部中心进出，进而控制燃料和空气的流量。本领域技术人员可以根据实际情况对所述可调式文氏管的结构、型号、种类等进行调整，以合理的控制燃料的流量，在此便不做限定。
上述提供的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机上携带着用于提供燃料的燃料储箱。燃料储箱内的燃料主要包括气体燃料，例如氢气等可燃气体。本领域技术人员可以根据需求调整燃料的种类，在此便不做限定。
工作过程中，预爆震管结构可以对所述环形燃烧室21进行点火，经过一次点火便可以使发动机持续工作，在此期间，可以通过相应的控制器对所述可调式文氏管内的电机进行控制(控制器可采用现有技术)，进而控制所述可调式文氏管的开度。其中，所述燃料储箱内的燃料会经过所述可调式文氏管调控后以适当的流量进入到所述外环端盖3的燃料入口4，并经过不同的燃料单元腔进入到所述环形燃烧室21的对应位置。与此同时，高速气流迎面向连续爆震吸气式发动机吹来，在第一冲压间隙51内扩张减速，气压和温度升高后进入环形燃烧室21与燃料进行混合燃烧，在所述环形燃烧室21的不同位置形成不同的推力，实现对推力的矢量控制。
所以，利用控制器可以对所述可调式文氏管的开度进行实时调整，以便可以对输入至不同的燃料单元腔内燃料的量进行实时控制，通过调整注入燃料的流量，可对环形燃烧室21不同位置的推力进行调整。所以，当输入至不同的燃料单元腔内燃料的量发生变化时，就能够对连续爆震吸气式发动机的推力进行矢量调整，实现连续爆震吸气式发动机的矢量推力控制。
相对于常规火箭发动机，这种连续爆震吸气式发动机具有更高的燃烧效率、更简单的发动机结构以及更大的推重比。结合连续爆震吸气式发动机自身的可调节性，可以通过在不同燃料单元腔内增加燃料的流量，使单位时间内注入发动机不同位置的燃料量产生差异，从而实现对推力的矢量控制。
综上所述，利用上述连续爆震吸气式发动机热效率高、结构简单等特点，可以赋予推力矢量控制技术更高效的推进性能与更简单、可靠的系统结构。
并且，当燃料进入到所述燃料入口4以后，便可以首先进入到环形的燃料腔31，通过燃料腔31的环形结构，形成缓冲的效果，并同时使燃料均匀的分散，然后再经过燃料腔31的不同燃料单元腔进入到环形燃烧室21内。如此便可以使燃料在输入至所述环形燃烧室21的过程中更加稳定和均匀，保证爆震的稳定性，在对连续爆震吸气式发动机的推力进行调整时仍然能够使连续爆震吸气式发动机平稳的飞行。
继续参考图1，在本发明的实施例中，还包括导流筒9；
所述导流筒9设置在所述外环端盖3的首端，并与所述外环端盖3连接，用于套设在所述导流锥5的外侧；
所述导流锥5的外壁与所述导流筒9的内壁之间形成有与所述第一冲压间隙51连通的第二冲压间隙52。
通过第一冲压间隙51和第二冲压间隙52的配合，可以对空气进行加压、升温，与燃料进行混合燃烧。
继续参考图1，在本发明的实施例中，自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述导流筒9内壁的直径随着所述导流锥5直径的增大而减小。
继续参考图1，在本发明的实施例中，所述燃料单元腔沿所述外环端盖3的周向环形矩阵分布。
所以，通过对所述燃料单元腔进行环形矩阵分布，可对连续爆震吸气式发动机的推力形成均衡的矢量控制，使连续爆震吸气式发动机的飞行更加平稳。其中，环形矩阵即表示所述燃料单元腔为一周的结构。
继续参考图1，在本发明的实施例中，所述燃料腔31和所述第一冲压间隙51之间设置有若干燃料通道35；
若干所述燃料通道35沿周向分布在所述外环端盖3的内部。
所以，通过若干均匀分布的燃料通道35，便可以使燃料周向均匀的输入到所述第一冲压间隙51内，与空气进行周向均匀的混合，然后再进入到环形燃烧室21内。
图10为本发明一个实施例提供的收敛筒体7的立体图；图11为本发明一个实施例提供的收敛筒体7的剖视图；图12为本发明一个实施例提供的锥体6的立体图；如图10-12所示，并继续参考图1，在本发明的实施例中，所述推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机还包括锥体6；
所述锥体6连接在所述内芯体1的尾端；自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述锥体6的直径逐渐减小；
所述锥体6的外侧套设有收敛筒体7，所述收敛筒体7的首端与所述外筒体2的尾端连接；
所述收敛筒体7的内壁与所述锥体6的外壁之间形成有第二间隙71，该第二间隙71与所述环形燃烧室21连通并构成所述环形燃烧室21的一部分。
其中，自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述收敛筒体7内壁的直径随着所述锥体6直径的减小而减小。
所以，通过在其尾端接入锥体6和相配合的收敛筒体7，可以提高发动机的推力和比冲。
图13为本发明一个实施例提供的扩张筒体8的剖视图；如图13所示，并继续参考图1，在本发明的实施例中，所述推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机还包括扩张筒体8；
所述扩张筒体8套设在所述锥体6的外侧，且所述扩张筒体8的首端与所述收敛筒体7的尾端连接；
所述扩张筒体8的内壁与所述锥体6的外壁之间形成有第三间隙81，该第三间隙81与所述第二间隙71连通并构成所述环形燃烧室21的一部分。
其中，自所述内芯体1的首端至尾端的方向，所述扩张筒体8内壁的直径随着所述锥体6直径的减小而减小，且所述扩张筒体8的内壁与所述锥体6的外壁之间的距离逐渐增大。
所以，通过在收敛筒体7的尾端接入与锥体6相配合的扩张筒体8，便可以进一步的提高发动机的推力和比冲。
本发明还提供了一种飞行器，包括所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，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；所述燃料入口通过每个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。
2.根据权利要求1所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，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。
3.根据权利要求2所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，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。
4.根据权利要求1所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，所述燃料单元腔沿所述外环端盖的周向环形矩阵分布。
5.根据权利要求1所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，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。
6.根据权利要求1-5中任一项所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，还包括锥体；
所述锥体连接在所述内芯体的尾端；自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述锥体的直径逐渐减小；
所述锥体的外侧套设有收敛筒体，所述收敛筒体的首端与所述外筒体的尾端连接；
所述收敛筒体的内壁与所述锥体的外壁之间形成有第二间隙，该第二间隙与所述环形燃烧室连通并构成所述环形燃烧室的一部分。
7.根据权利要求6所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述收敛筒体内壁的直径随着所述锥体直径的减小而减小。
8.根据权利要求7所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，还包括扩张筒体；
所述扩张筒体套设在所述锥体的外侧，且所述扩张筒体的首端与所述收敛筒体的尾端连接；
所述扩张筒体的内壁与所述锥体的外壁之间形成有第三间隙，该第三间隙与所述第二间隙连通并构成所述环形燃烧室的一部分。
9.根据权利要求8所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机，其特征在于，自所述内芯体的首端至尾端的方向，所述扩张筒体内壁的直径随着所述锥体直径的减小而减小，且所述扩张筒体的内壁与所述锥体的外壁之间的距离逐渐增大。
10.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-9中任一项所述的推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机。
CN201811597714.XA 2018-12-26 2018-12-26 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器 Expired - Fee Related CN109667684B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811597714.XA CN109667684B (zh) 2018-12-26 2018-12-26 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201811597714.XA CN109667684B (zh) 2018-12-26 2018-12-26 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN109667684A CN109667684A (zh) 2019-04-23
CN109667684B true CN109667684B (zh) 2020-04-14

Family

ID=66146181

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201811597714.XA Expired - Fee Related CN109667684B (zh) 2018-12-26 2018-12-26 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN109667684B (zh)

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102003303A (zh) * 2010-11-11 2011-04-06 西北工业大学 一种二次爆震的脉冲爆震发动机
CN103883428A (zh) * 2014-03-28 2014-06-25 西北工业大学 一种吸气式脉冲爆震发动机防反流进气结构

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2142058C1 (ru) * 1997-11-18 1999-11-27 Ермишин Александр Викторович Пульсирующий двигатель детонационного горения типа порфед
US7278611B2 (en) * 2003-03-11 2007-10-09 Science Applications International Corporation Pulsed detonation engines for reaction control systems
CN101776027B (zh) * 2010-03-04 2011-08-10 北京大学 吸气式液体燃料脉冲爆震发动机
CN102155331A (zh) * 2011-05-05 2011-08-17 西北工业大学 一种基于爆震燃烧的涡轮冲压组合发动机
CN102434317A (zh) * 2011-11-04 2012-05-02 西北工业大学 一种二次爆震的吸气式组合脉冲爆震发动机
UA103537C2 (ru) * 2012-01-10 2013-10-25 Институт Технической Механики Нан Украины И Нка Украины Детонационный ракетный двигатель твердого топлива
CN104792534B (zh) * 2015-02-03 2017-10-10 北京理工大学 旋转爆轰发动机实验装置

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102003303A (zh) * 2010-11-11 2011-04-06 西北工业大学 一种二次爆震的脉冲爆震发动机
CN103883428A (zh) * 2014-03-28 2014-06-25 西北工业大学 一种吸气式脉冲爆震发动机防反流进气结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN109667684A (zh) 2019-04-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10690089B2 (en) TRREN exhaust nozzle-M-spike turbo ram rocket
US8966879B1 (en) Acoustic igniter
US20050120703A1 (en) Steerable, intermittently operable rocket propulsion system
US9249758B2 (en) Propulsion assembly and method
CN112879178A (zh) 一种基于爆震燃烧的固体火箭冲压发动机
US20080256924A1 (en) Ultra-compact, high performance aerovortical rocket thruster
US20200049103A1 (en) Aerospike Rocket Engine
CN110131074B (zh) 一种双组元空气涡轮火箭推进系统
CN109028142A (zh) 推进系统及操作其的方法
EP0683376B1 (en) Airbreathing propulsion assisted gun-launched projectiles
CN114320662B (zh) 一种宽速域高机动吸气式组合推进动力系统及导弹
US3279187A (en) Rocket-ramjet propulsion engine
CN109667683B (zh) 可变推力的连续爆震火箭基发动机以及飞行器
CN109667684B (zh) 推力矢量控制的连续爆震吸气式发动机以及飞行器
CN109404165B (zh) 推力矢量控制的连续爆震火箭基发动机以及飞行器
CN109667685B (zh) 可变推力的连续爆震吸气式发动机以及飞行器
KR101969901B1 (ko) 단열셀을 구비한 소형 추력기 및 이를 구비한 비행체
CN116291952A (zh) 一种双连续爆轰模态火箭基组合循环发动机
CN110700963A (zh) 基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机
RU173530U1 (ru) Силовая установка гиперзвукового летательного аппарата
US20220381201A1 (en) Hybrid propulsion unit for space vehicle
CN114909232A (zh) 固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器
US20230193856A1 (en) Multi-mode propulsion system
RU2603305C1 (ru) Возвращаемая ступень ракеты-носителя
CN114810417B (zh) 一种全旋转爆震模态火箭-冲压组合发动机及运行方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20200414

Termination date: 20211226

CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee