CN112392629B - 固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种固液‑固体共燃烧室组合动力火箭发动机及飞行器，涉及航空航天技术领域。固液‑固体共燃烧室组合动力火箭发动机包括燃烧室，燃烧室包括本体及设置于本体的药柱填充腔；药柱填充腔填充有第一固体推进剂药柱及固液燃料药柱；其中，固液燃料药柱沿轴线方向设置有至少一个柱腔，第一固体推进剂药柱设置于柱腔内。本发明提供的固液‑固体共燃烧室组合动力火箭发动机，合理利用燃烧室的有效空间，填充密度大，结构紧凑。另外，充分利用第一固体推进剂药柱和固液燃料药柱的优点，通过第一固体推进剂药柱和固液燃料药柱结合，进而提高了火箭发动机的推重比。

Description

固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机及飞行器

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机及飞行器。

背景技术

火箭发动机作为航天器和导弹飞行的主要动力来源，一直以来都是各国研究的热门。

目前，实际应用比较多的化学火箭发动机可以分为三类：固体火箭发动机、液体火箭发动机以及固液混合火箭发动机。其中，固液混合火箭发动机由于兼顾了液体火箭发动机比冲高、推力可调、可多次关机启动以及固体火箭发动机易于保存、结构简单、可靠性高的优点，是近年来重点研究的对象。但是固液混合火箭发动机也存在填充密度低、推重比较小等缺陷，亟待研究者们解决。

发明内容

为克服现有技术中的不足，本申请提供了一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机及飞行器，用以解决现有技术中固液混合火箭发动机装填密度低、推重比较小等技术问题。

为达上述目的，第一方面，本申请提供的一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，包括燃烧室，所述燃烧室本体及设置于所述本体的药柱填充腔；

所述药柱填充腔填充有第一固体推进剂药柱及固液燃料药柱；

其中，所述固液燃料药柱沿轴线方向设置有至少一个柱腔，所述第一固体推进剂药柱设置于所述柱腔内。

在一种可能的实施方式中，所述柱腔的数量为一个，且所述柱腔的轴线与所述固液燃料药柱的轴线重合。

在一种可能的实施方式中，所述第一固体推进剂药柱与所述固液燃料药柱之间设置有可脱离的第一绝热层。

在一种可能的实施方式中，所述燃烧室的一端还设置有催化点火室，所述催化点火室用于点燃所述固液燃料药柱。

在一种可能的实施方式中，所述燃烧室还包括第一燃室及第二燃室，所述第一燃室设置于所述药柱填充腔的一端，所述第二燃室设置于所述药柱填充腔的另一端，装配后，所述第一燃室可供氧化剂进入，所述第二燃室用于连接尾喷管；

其中，所述第一燃室设置有喷注面板、燃室挡板及第一点火器；

所述喷注面板位于所述第一燃室远离所述药柱填充腔的一端，所述喷注面板上设置有预定数量用于喷射所述氧化剂的喷嘴；

所述燃室挡板设置于所述第一燃室靠近所述药柱填充腔的一端，所述燃室挡板上设置有至少一单向开启结构；

所述第一点火器位于所述喷注面板与所述燃室挡板之间，所述第一点火器用于点燃所述固液燃料药柱。

在一种可能的实施方式中，所述第二燃室填设有第二固体推进剂药柱，所述第二燃室远离所述第二固体推进剂药柱的一端设置有第二点火器。

在一种可能的实施方式中，所述第一固体推进剂药柱和/或所述第二固体推进剂药柱沿轴线设置有中空的燃烧通道；

所述燃烧通道的横截面包括圆形、星形、翼柱形或多通道的车轮形中的任意一种。

在一种可能的实施方式中，所述第二固体推进剂药柱靠近所述固液燃料药柱的一端设置有可脱离的第二绝热层。

在一种可能的实施方式中，所述固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机还包括推力室及氧化剂贮存室，所述推力室、所述氧化剂贮存室以及所述燃烧室依次连接。

第二方面，本申请还提供了一种飞行器，包括运载体及上述提供的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，所述固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机设置于所述运载体。

相比现有技术，本申请的有益效果：

本申请提供的一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机及飞行器，固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机包括燃烧室，燃烧室包括本体及设置于本体的药柱填充腔；药柱填充腔填充有第一固体推进剂药柱及固液燃料药柱；其中，固液燃料药柱沿轴线方向设置有至少一个柱腔，第一固体推进剂药柱设置于柱腔内。本申请提供的燃烧室中，第一固体推进剂药柱设置于固液燃料药柱的柱腔内，合理利用燃烧室的有效空间，填充密度大，结构紧凑。燃烧室在点火后，先燃烧第一固体推进剂药柱，当第一固体推进剂药柱燃尽后，再燃烧固液燃料药柱。其中，燃尽的第一固体推进剂药柱为固液燃料药柱的燃烧腾出柱腔的空间，即为固液燃料药柱提供燃烧空间，其中，固液燃料药柱的燃烧速度慢，续航能力长，调控性能好等优点。

另外，第一固体推进剂药柱燃烧后还可以对药柱填充腔进行预热，提高了固液燃料药柱的点火可靠性及燃烧效率。

本申请提供的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，充分结合固体火箭发动机和固液火箭发动机的优点。其中，一方面，第一固体推进剂药柱的先燃烧为火箭发动机初始工作阶段提供较大的推力，提高发射机动性。另一方面，在火箭发动机的工作末段通过控制固液燃料药柱的燃烧，为火箭发动机提供更大的总冲和长续航能力，通过第一固体推进剂药柱和固液燃料药柱结合，进而提高了火箭发动机的推重比。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，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相关的附图。

图1示出了本申请实施例提供的一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机中燃烧室的结构示意图；

图2示出了本申请实施例提供的第一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机的结构示意图；

图3示出了本申请实施例提供的第二种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机的结构示意图；

图4示出了图2中A-A处的剖视图；

图5示出了图2中B-B处的剖视图；

图6示出了本申请实施例提供的一种固液燃料药柱设置多个柱腔结构的示意图；

图7示出了本申请实施例提供的一种燃烧通道为圆形的结构示意图；

图8示出了本申请实施例提供的一种燃烧通道为星形的结构示意图；

图9示出了本申请实施例提供的一种燃烧通道为翼柱形的结构示意图；

图10示出了本申请实施例提供的一种燃烧通道为多通道的车轮形的结构示意图；

图11示出了本申请实施例提供的另一种燃烧通道为多通道的车轮形的结构示意图。

主要元件符号说明：

100-燃烧室；110-本体；120-药柱填充腔；121-固液燃料药柱；1210-柱腔；122-第一固体推进剂药柱；1220-燃烧通道；123-第一绝热层；124-第二绝热层；125-第二固体推进剂药柱；130-第一燃室；131-第一点火器；132-喷注面板；1320-喷嘴；133-燃室挡板；1330-单向开启结构；1331-薄膜隔片；1332-环形压盖；140-第二燃室；141-第二点火器；150-尾喷管；151-堵盖；

200-推力室；210-控压阀门；

300-氧化剂贮存室；310-液体氧化剂；320-氧化剂输送阀门；

400-催化点火室。

具体实施方式

下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”、“轴向”、“径向”、“周向”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”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

实施例一

请参阅图1和图2，本实施例提供的一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，以下统一简称火箭发动机，其中，火箭发动机中燃烧室100的填充密度大，充分利用固体推进剂药柱和固液燃料药柱121的优点，提高了火箭发动机的推重比。火箭发动机可应用于飞行器，为飞行器提供长续航和机动性。

可以理解的，上述的固体推进剂药柱可理解为本实施例中的第一固体推进剂药柱122。

本实施例提供的火箭发动机，包括燃烧室100，燃烧室100包括本体110及设置于本体110的药柱填充腔120，药柱填充腔120内用于填充可燃烧的燃料药柱。

在本实施例中，本体110为壳体结构，且本体110呈柱筒形状。当然，在一些具体的实施例中，本体110还可以是棱柱形，如四棱柱、五棱柱、六棱柱等几何形状，可以理解的，上述只是举例说明，不作为本申请保护范围的限制。

请结合参阅图1和图5，上述，药柱填充腔120填充有第一固体推进剂药柱122及固液燃料药柱121，其中，固液燃料药柱121沿轴线方向设置有至少一个柱腔1210，第一固体推进剂药柱122设置于柱腔1210内。其中，第一固体推进剂药柱122设置于固液燃料药柱121的柱腔内，合理利用燃烧室100的有效空间，填充密度大，结构紧凑。

进一步的，在本实施例中，柱腔1210的数量为一个，且柱腔1210的轴线与固液燃料药柱121的轴线重合，也即是说，第一固体推进剂药柱122与固液燃料药柱121同心设置，并且固液燃料药柱121环绕在第一固体推进剂药柱122的周向。

请结合参阅图6，在一些实施例中，柱腔1210的数量为多个，多个柱腔1210沿固液燃料药柱121的径向的截面均匀分布，以形成多通道形结构，且多个柱腔1210在固液燃料药柱121的径向的截面呈车轮形或多孔形结构。

进一步的，固液燃料药柱121内的柱腔1210为圆柱腔，这样第一固体推进剂药柱122可在柱腔1210内均匀燃烧，并且，装药时更方便。

可以理解的，第一固体推进剂药柱122，填充密度大，结构简单紧凑，存放时间长，第一固体推进剂药柱122同时含有氧化剂和还原剂，可直接点火从第一固体推进剂药柱122的一端开始燃烧，即端面燃烧，以下简称端燃。固液燃料药柱121燃烧速度慢，续航能力强，为了使固液燃料药柱121能够燃烧，需要另外通入氧化剂；通入的氧化剂与固液燃料药柱121柱腔1210的内壁接触，点火后，从固液燃料药柱121的柱腔1210内壁开始燃烧，即侧面燃烧，以下简称侧燃。

因此，第一固体推进剂药柱122与固液燃料药柱121燃烧的顺序为：先燃烧第一固体推进剂药柱122，当第一固体推进剂药柱122燃尽后，会将固液燃料药柱121中部的柱腔1210空置出来，为固液燃料药柱121提供燃烧空间。再往空置的柱腔1210通入氧化剂，氧化剂在柱腔1210内与固液燃料药柱121充分接触。由此可知，空置的柱腔1210为氧化剂与固液燃料药柱121提供充足接触的空间，进而提高固液燃料药柱121的燃烧效率。

另外，第一固体推进剂药柱122燃烧后还可以对药柱填充腔120进行预热，进一步提高了固液燃料药柱121的点火可靠性及燃烧效率。

请结合参阅图5、图6以及图7，在一些具体的实施例中，第一固体推进剂药柱122沿轴线设置有中空的燃烧通道1220，中空的燃烧通道1220可以使得第一固体推进剂药柱122由端燃变为侧燃，也即是说，第一固体推进剂药柱122由中空的燃烧通道1220开始向外侧燃烧，提高第一固体推进剂药柱122燃烧效率，增大燃烧时产生的推力。

本实施例还一并提供了一种燃烧方法，该燃烧方法是以本实施例中的燃烧室100为基础进行，包括如下步骤：

S100：燃烧第一固体推进剂药柱122；

S200：待第一固体推进剂药柱122燃尽后，再燃烧固液燃料药柱121。

其中，可以理解的，第一固体推进剂药柱122的燃烧相当于固体火箭发动机，固液燃料药柱121的燃烧相当于固液火箭发动机。

结合附图，相比现有技术，本实施例提供的火箭发动机中燃烧室100弥补了现有技术中单一的固体燃料药柱及固液燃料药柱121存在的缺陷，将第一固体推进剂药柱122和固液燃料药柱121整合在一个药柱填充腔120，且第一固体推进剂药柱122和固液燃料药柱121同心设置合理利用燃烧室100的有效空间，填充密度大，结构紧凑。

另外，本实施例提供的火箭发动机，充分利用固体火箭发动机和固液火箭发动机的优点，其中，一方面，第一固体推进剂药柱122的先燃烧为火箭发动机初始工作阶段提供较大的推力，提高发射机动性。另一方面在火箭发动机的工作末段通过控制固液燃料药柱121的燃烧，为火箭发动机提供更大的总冲和长续航能力。由此，通过第一固体推进剂药柱122和固液燃料药柱121的结合，提高了火箭发动机的推重比。

实施例二

请参阅图1和图2，本实施例提供的一种火箭发动机，可应用于飞行器，为飞行器提供长续航和机动性。本实施例是在上述实施例一的技术基础上做出的改进，相比上述实施例一，区别之处在于：

请结合参阅图1和图5，在本实施例中，第一固体推进剂药柱122与固液燃料药柱121之间设置有可脱离的第一绝热层123。也即是说，第一绝热层123设置于固液燃料药柱121的柱腔1210内部，用于将第一固体推进剂药柱122与固液燃料药柱121隔开，其目的是为了防止第一固体推进剂药柱122在燃烧时的高温，导致固液燃料药柱121发生热解或产生裂纹。

可以理解的，当第一固体推进剂药柱122燃烧完后，为了避免第一绝热层123阻碍固液燃料药柱121的燃烧，将第一绝热层123设计为可脱离结构，即第一绝热层123可从固液燃料药柱121的柱腔1210脱离出。

请结合参阅图1和图2，在本实施例中，燃烧室100还包括第一燃室130及第二燃室140，第一燃室130设置于药柱填充腔120的一端，第二燃室140设置于药柱填充腔120的另一端，第一燃室130、药柱填充腔120以及第二燃室140为连通结构。

装配后，第一燃室130可供氧化剂进入，第二燃室140用于连接尾喷管150，用于喷出火焰，以提供需要的推力。

换而言之，第一燃室130设置在药柱填充腔120的前端，也即是说，第一燃室130为前燃室；第二燃室140设置在药柱填充腔120的尾端，也即是说，第二燃室140为后燃室。

可以理解的，在固液燃料药柱121燃烧时需要充分与氧化剂接触，而第一燃室130可以使进入的氧化剂更好的雾化和蒸发，使氧化剂进入固液燃料药柱121的柱腔1210与固液燃料药柱121充分接触，提高固液燃料药柱121的燃烧效率。第二燃室140为固液燃料药柱121的燃烧提供更大的燃烧空间，使固液燃料药柱121更充分的燃烧。

在本实施例中，为了使进入第一燃室130的氧化剂更好的雾化和蒸发，第一燃室130远离药柱填充腔120的一端设置有喷注面板132，喷注面板132上设置有预定数量用于喷射氧化剂的喷嘴1320，也即是说，氧化剂通过喷嘴1320雾化喷出，提高固液燃料药柱121的燃烧效率。

当然，可以理解的，燃烧室100在使用时，第一燃室130连接有存储液体氧化剂310的氧化剂贮存室300，由氧化剂贮存室300为第一燃室130提供氧化剂。

请结合参阅图1、图2以及图4，进一步的，第一燃室130还设置有燃室挡板133及第一点火器131，燃室挡板133设置于第一燃室130靠近药柱填充腔120的一端，第一点火器131位于燃室挡板133与喷注面板132之间。

第一点火器131位于喷注面板132与药柱填充腔120之间，第一点火器131用以为固液燃料药柱121的侧面燃烧点火，也即是说，第一点火器131用于点燃固液燃料药柱121。

请结合参阅图3，考虑到第一点火器131为电器元件，在长时间的高温环境中容易损坏，导致无法完成多次启动方式，由此，在一些具体的实施例中，在第一燃室130远离药柱填充腔120的一端设置有催化点火室400，通过设置催化点火室400来替换掉第一点火器131。

可以理解的，催化点火室400内存储有催化剂，当催化剂接触到氧化剂时会产生高温气体，高温气体会点燃药柱填充腔120内的固液燃料药柱121，进而通过控制氧化剂贮存室300与催化点火室400断和通，可实现多次点火的目的。

燃室挡板133上设置有至少一单向开启结构1330，其中，单向开启结构1330只允许喷注面板132喷射出的氧化剂通过，且单向开启结构1330为一次性开启结构，即一次开启，后续一直保持开启状态。

还可以理解的，在第一固体推进剂药柱122燃烧阶段，产生推力的同时，会给自身较大的反作用力，燃室挡板133固定第一固体推进剂药柱122，抵挡来自第一固体推进剂药柱122燃烧时产生的反作用力，避免第一固体推进剂药柱122燃烧阶段因反作用力撞击喷注面板132。进而，燃室挡板133保证第一固体推进剂药柱122产生推力，承受来自第一固体推进剂药柱122的反作用力，保护喷注面板132免遭损坏。

在一些具体的实施例中，燃室挡板133上设置的单向开启结构1330包括薄膜隔片1331，具体的，薄膜隔片1331通过环形压盖1332固定在燃室挡板133上。薄膜隔片1331具有单向破裂的特性，即在氧化剂的压力下薄膜隔片1331朝向固液燃料药柱121方向破裂，破裂后的薄膜隔片1331不会再次闭合。

在另一些具体的实施例中，燃室挡板133可作为上述第一绝热层123脱离的第三中方式中的压板结构，用以压住第一绝热层123。

第二燃室140设置有第二点火器141，第二点火器141用于点燃第一固体推进剂药柱122的端面。

请结合参阅图2，在一些具体的实施例中，第二燃室140填设有第二固体推进剂药柱125，第二点火器141设置于第二燃室140远离第二固体推进剂药柱125的一端，用于点燃第二固体推进剂药柱125的端面。

可以理解的，第二固体推进剂药柱125与第一固体推进剂药柱122的成分一样，区别仅在于形状。当然，也可以将第二固体推进剂药柱125与第一固体推进剂药柱122制成一体结构。

本实施例设置第二固体推进剂药柱125的目的，增加了固体燃料柱的填设量，使得火箭发动机初始工作阶段延长较大推力的持续时间，增加续航能力。

第二固体推进剂药柱125靠近固液燃料药柱121的一端设置有可脱离的第二绝热层124，也即是说，第二绝热层124设置于第二固体推进剂药柱125与固液燃料药柱121之间。其中，第二绝热层124与上述的第一绝热层123原理及效果一样，区别之处在于布置的位置及形状不同。

在一些具体的实施例中，第二绝热层124与第一绝热层123可制成一体结构，第二绝热层124与第一绝热层123可实现同步脱离。

在另一些具体的实施例中，第二固体推进剂药柱125沿轴线也设置有中空的燃烧通道1220，其中，第二固体推进剂药柱125的中空通道与第一固体推进剂药柱122燃烧通道1220为同一个燃烧通道1220，即燃烧通道1220贯穿第一固体推进剂药柱122和第二固体推进剂药柱125。可以理解的，中空的燃烧通道1220可以使得第一固体推进剂药柱122和第二固体推进剂药柱125由端燃变为侧燃，也即是说，第一固体推进剂药柱122和第二固体推进剂药柱125由中空的燃烧通道1220开始向外侧燃烧，提高燃烧效率，进而增大燃烧时产生的推力。

如图7、图8、图9、图10以及图11所示，燃烧通道1220的横截面包括圆形、星形、翼柱形或多通道的车轮形中的任意一种。其中，可以理解的，燃烧通道1220的横截面是沿燃烧通道1220径向的截面。

本实施例还一并提供了一种火箭发动机中燃烧室100的燃烧方法，该方法是以本实施例的燃烧室100为基础进行，包括如下步骤：

S100：依次燃烧第二固体推进剂药柱125和第一固体推进剂药柱122。

S200：待第二固体推进剂药柱125和第一固体推进剂药柱122均燃尽后，第一绝热层123随即脱离出柱腔1210。

其中，第一绝热层123和第二绝热层124的可脱离的方式可以为以下任意一种：

第一种方式：当第二固体推进剂药柱125和第一固体推进剂药柱122燃烧完后，第一绝热层123和第二绝热层124与氧化剂接触会随之破碎成碎渣并由固液燃料药柱121燃烧时火焰的推力吹出柱腔1210。

第二种方式：第一绝热层123和第二绝热层124在第一固体推进剂药柱122和第二固体推进剂药柱125燃烧过程中一直处于受压状态，当第一固体推进剂药柱122和第二固体推进剂药柱125燃烧完后，第一绝热层123和第二绝热层124随之解除之前的受压状态，并在氧化剂的吹力下脱离固液燃料药柱121燃烧的柱腔1210。

第三种方式：第一绝热层123一端设置有压板结构，压板结构压住第一绝热层123，当压板结构受到固液燃料药柱121释放时的推力时，会解除对第一绝热层123压力，进而使第一绝热层123带动第二绝热层124一并脱离固液燃料药柱121燃烧的柱腔1210，被氧化剂吹出。

第四种方式：第一绝热层123和第二绝热层124由特定材料制成，当第一固体推进剂药柱122和第二固体推进剂药柱125燃烧完后，第一绝热层123和第二绝热层124也随之分解，并由药柱燃烧的火焰吹出。

S300：再燃烧固液燃料药柱121。

实施例三

请参阅图1、图2以及图3，本实施例提供的一种火箭发动机，可应用于飞行器，为飞行器提供长续航和机动性。本实施例是在上述实施例一或实施例二的技术基础上做出的改进，相比上述实施例一或实施例二，区别之处在于：

请结合参阅图2，本实施例提供的火箭发动机，包括推力室200、氧化剂贮存室300及燃烧室100。

推力室200连接氧化剂贮存室300，氧化剂贮存室300连接燃烧室100，燃烧室100远离氧化剂贮存室300的一端还连接有尾喷管150。

尾喷管150初始状态，尾喷管150远离燃烧室100端部设置有堵盖151，堵盖151的设置为初始点火建立压力，当点火后达到预定压力后，堵盖151会脱离尾喷管150。

其中，推力室200连接氧化剂贮存室300之间还设置有控压阀门210，推力室200内存储有增压气体，氧化剂贮存室300内存储有液体氧化剂310，增压气体用于为氧化剂贮存室300提供可控的气压，以为推动氧化剂贮存室300内的液体氧化剂310向燃烧室100流动。

进而通过控制推力室200连接氧化剂贮存室300之间控压阀门210的开度，即可控制液体氧化剂310流向燃烧室100的流量，实现燃烧效率的可控制。

进一步的，氧化剂贮存室300与燃烧室100之间还设置有氧化剂输送阀门320，同样可以控制氧化剂输送阀门320开度大小，可控制氧化剂贮存室300内的液体氧化及进入燃烧室100的量，进而达到燃烧室100的燃烧可调控的目的，同时还可以实现多次启动。

结合附图，以下在实施例二提供的燃烧室100的基础上，介绍本实施例提供的火箭发动机的工作原理：

第一步，点燃第二固体推进剂药柱125；火箭发动机进入初始工作阶段。可以理解的，当以实施例一提供的燃烧室100为基础时，点燃的是第一固体推进剂药柱122。

具体的，火箭发动机初始工作阶段，首先控制第二点火器141点火，第二燃室140的第二固体推进剂药柱125开始燃烧，产生推力，随之燃烧第一固体推进剂药柱122，持续产生推力。

其中，第二固体推进剂药柱125和第一固体推进剂药柱122先燃烧，能够显著提升了火箭发动机初始工作阶段的推重比，提高了其发射机动性，应用在飞行器上能使飞行器更快速到达巡航速度。

第二步，待第二固体推进剂药柱125和第一固体推进剂药柱122燃尽后，再点燃固液燃料药柱121，火箭发动机进入工作末段。

具体的，火箭发动机工作末段，氧化剂贮存室300内的氧化剂雾化后进入第一燃室130，同时第一点火器131点火或者是使用催化点火，固液燃料药柱121燃烧，为火箭发动机工作末段提供动力。

可以理解的，第二固体推进剂药柱125和第一固体推进剂药柱122燃尽，为固液燃料药柱121的燃烧提供了充足的燃烧空间。

其中，固液燃料药柱121燃烧的可调控性好，进而对推力的调节能力强，并且固液燃料药柱121的燃烧速度慢，续航能力长，为火箭发动机提供更大的总冲和长续航能力，提高了火箭发动机的推重比，以使装配有该火箭发动机的飞行器适应智能随控的大机动格斗空战。

实施例四

请参阅图1至图3，本实施例提供的一种飞行器，包括运载体及上述实施例一至实施例三中任一个实施例提供的火箭发动机。

其中，火箭发动机设置于运载体，火箭发动机为运载体提供飞行需要的动力，为飞行器提供长续航和机动性。

在一具体的实施例中，火箭发动机可设置于运载体内，用以为飞行器提供飞行需要的动力。

在另一些具体的实施例中，火箭发动机可挂设于运载体外，用以为飞行器提供飞行需要的动力。

进一步，可以理解的，飞行器可以是导弹或者火箭。当火箭发动机应用在导弹中，以导弹中的空空导弹为例。由于，空空导弹装配有上述的火箭发动机，因此，空空导弹能够适应智能随控的大机动格斗空战。当火箭发动机应用在火箭中，为火箭提供长续航和大推重比，提高火箭运载能力。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。

Claims (9)

1.一种固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，包括燃烧室，所述燃烧室包括本体、设置于所述本体的药柱填充腔及第一燃室；

所述药柱填充腔填充有第一固体推进剂药柱及固液燃料药柱；

其中，所述固液燃料药柱沿轴线方向设置有至少一个柱腔，所述第一固体推进剂药柱设置于所述柱腔内，所述第一固体推进剂药柱与所述固液燃料药柱之间设置有可脱离的第一绝热层；

所述第一固体推进剂药柱与所述固液燃料药柱燃烧的顺序为：燃烧所述第一固体推进剂药柱；待所述第一固体推进剂药柱燃尽后，再燃烧所述固液燃料药柱；

所述第一燃室设置于所述药柱填充腔的一端，所述第一燃室可供氧化剂进入，其中，所述第一燃室设置有喷注面板及燃室挡板；

所述喷注面板位于所述第一燃室远离所述药柱填充腔的一端，所述喷注面板上设置有预定数量用于喷射所述氧化剂的喷嘴；

所述燃室挡板设置于所述第一燃室靠近所述药柱填充腔的一端，所述燃室挡板上设置有至少一单向开启结构。

2.根据权利要求1所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述柱腔的数量为一个，且所述柱腔的轴线与所述固液燃料药柱的轴线重合。

3.根据权利要求1所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室的一端还设置有催化点火室，所述催化点火室用于点燃所述固液燃料药柱。

4.根据权利要求1所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室还包括第二燃室，所述第二燃室设置于所述药柱填充腔的另一端，装配后，所述第二燃室用于连接尾喷管；

其中，所述第一燃室还设置有第一点火器；

所述第一点火器位于所述喷注面板与所述燃室挡板之间，所述第一点火器用于点燃所述固液燃料药柱。

5.根据权利要求4所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述第二燃室填设有第二固体推进剂药柱，所述第二燃室远离所述第二固体推进剂药柱的一端设置有第二点火器。

6.根据权利要求5所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述第一固体推进剂药柱和/或所述第二固体推进剂药柱沿轴线设置有中空的燃烧通道；

所述燃烧通道的横截面包括圆形、星形、翼柱形或多通道的车轮形中的任意一种。

7.根据权利要求5所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述第二固体推进剂药柱靠近所述固液燃料药柱的一端设置有可脱离的第二绝热层。

8.根据权利要求1-7中任一项所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，其特征在于，所述固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机还包括推力室及氧化剂贮存室，所述推力室、所述氧化剂贮存室以及所述燃烧室依次连接。

9.一种飞行器，其特征在于，包括运载体及如权利要求1-8中任一项所述的固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机，所述固液-固体共燃烧室组合动力火箭发动机设置于所述运载体。

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