CN112682219A - 一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机 - Google Patents

Abstract

一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，该发动机包括中心体、进气道、凹腔燃烧室以及喷管。将常规火箭冲压发动机中的内埋式火箭前置至中心体外侧，在环形混合通道内进行火箭与空气的混合，由于火箭射流与空气的接触面积增大，因此两股气流混合距离可以有效缩短，同时在喷管处经中心体收敛段将环形气流转变为中心管流，可以缩小发动机喷管出口面积，因此降低发动机结构尺度，采用该方案可以有效提高火箭冲压发动机整体的推力性能。

Description

一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，特别是一种可以在较宽飞行马赫数下可靠工作的火箭冲压宽速域发动机。

背景技术

发动机的速域范围是发动机的一项重要设计指标，速域范围宽意味着发动机适用范围更广，飞行包线范围越大，发动机越实用，应用前景越广。常规冲压发动机由于单纯的依靠空气冲压的作用，因此在飞行速度较低时，发动机冲压作用不够，发动机推力性能低下。常规的火箭冲压发动机需要较长的混合段，因此发动机重量比较大，发动机推重比低，在较高马赫数时，过长的混合段长度大大影响了发动机的总体性能。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机。

为实现上述技术目的，本发明采用的技术方案是：

基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压发动机，该发动机包括中心体、进气道、凹腔燃烧室以及喷管。中心体前缘与进气道唇口形成环形进气口，中心体后端延伸至喷管内。进气道为进气道内壁与中心体形成的气流通道，进气道依次设为环形隔离段通道、环形混合通道和环形扩压通道。中心体中段设置有火箭装置，火箭装置的火箭喷管呈环形分布在中心体上，火箭喷管的喷出方向与进气道内的空气传输方向相同且火箭喷管喷出的火箭燃气直接进入环形混合通道；从环形进气口捕获的空气经过环形隔离段通道后与从火箭喷管喷出的火箭燃气在环形混合通道中进行充分的混合及加速，加速为超音速混合气流产进入环形扩压通道，环形扩压通道末端连接凹腔燃烧室中的凹腔，经过环形扩压通道后超音速混合气流由超音速转变为亚声速进入凹腔燃烧室，燃料经燃料喷嘴喷入凹腔燃烧室，与经扩压通道进入凹腔燃烧室的混合气流燃烧；凹腔燃烧室之后连接喷管，伸入到喷管内的中心体后段为中心体收敛段，喷管为向外扩张一定角度的扩张喷管，混合气流经过燃烧以后，经中心体收敛段将环形气流转变为中心管流从喷管排出。该发动机在低飞行马赫数可以在环形混合段内利用火箭对空气进行增压、燃烧，随后在喷管内合流为中心管流，该方案既拓宽了发动机的飞行包线范围，同时缩短了混合段长度，提高了发动机推重比。

作为本发明的进一步改进，中心体收敛段即伸入到喷管内的中心体后段的截面面积不断缩小。优选地，中心体收敛段呈一个锥体。

作为本发明的进一步改进，本发明所述燃料为燃油，燃料喷嘴即燃油喷嘴。燃油喷嘴呈环形分布在靠近凹腔燃烧室的环形扩压通道的内壁上。进一步地，靠近凹腔燃烧室的环形扩压通道的内壁上间隔设置有多环燃油喷嘴。根据不同的飞行状态，燃油喷嘴的燃油喷注压力可以调节，并可以选用不同位置的燃油喷嘴喷注环进行燃料喷注。

作为本发明的进一步改进，环形混合通道出口截面的截面面积A2的等效圆直径为D2，环形扩压通道的轴向长度为L12，其长度范围为D2≤L12≤4D2。

作为本发明的进一步改进，环形扩压通道是一个具有当量扩张角度的扩张通道，环形混合通道出口截面和凹腔燃烧室进口截面分别为环形扩压通道的进出口截面，其面积分别为A2和A3，且1.1A2≤A3≤2A2。环形混合通道的轴向长度为L12，L12控制着环形混合通道出口截面和凹腔燃烧室进口截面的当量扩张角度，环形混合通道出口截面和凹腔燃烧室进口截面的当量扩张角度范围为1°至8°。

作为本发明的进一步改进，环形混合通道为等面积环形通道或略带收缩的环形通道。进气道唇口处的气流通道截面面积为A1，火箭喷管的出口面积为A0，环形混合通道的出口截面面积为A2，其中A1≤A2≤A1+A0。环形混合通道的轴向长度为L11，其范围为D2≤L11≤5D2。

作为本发明的进一步改进，火箭装置包括火箭氧化剂供应源、火箭氧化剂管路、火箭还原剂管路、火箭还原剂供应源和火箭，火箭氧化剂供应源、火箭氧化剂管路、火箭还原剂管路、火箭还原剂供应源均置于在中心体内部，火箭氧化剂供应源经火箭氧化剂管联通入火箭，火箭还原剂供应源经火箭还原剂管路联通入火箭，氧化剂与还原剂在火箭内部发生燃烧反应后产生的火箭燃气经过火箭喷管喷出，进入环形混合通道。

火箭出口马赫数范围为马赫2至3，在发动机空气进口总压较高时，火箭出口马赫数可以选用较小值，在发动机空气进口总压较低时，火箭出口马赫数可以选用较大值。作为本发明的进一步改进，火箭装置中的火箭可以是一个具有环形火箭喷管的火箭，也可以由多个小火箭环形排布而成火箭组合。这些小火箭的火箭喷管呈环形分布在中心体上，各小火箭的火箭喷管负责一个扇面环缝。

作为本发明的进一步改进，凹腔燃烧室内的火焰在凹腔的背风区稳焰。凹腔燃烧室进口截面和凹腔燃烧室燃烧室出口截面的面积分别为A3和A4，且1.1A3≤A4≤2.5A3。凹腔燃烧室的轴向长度为L2，在设计凹腔燃烧室时，通过设计凹腔燃烧室的轴向长度大小，可以改善燃烧效果，凹腔燃烧室的轴向长度的取值大小为0.2D2≤L2≤2D2。

作为本发明的进一步改进，喷管由一个等直段和扩张段组成，入口段为等直段，出口段为扩张段，喷管出口面积为A5，大小为1.5A4≤A5≤4A4；喷管轴向长度为L3，且3D2≤L3≤6D2。其中，等直段的长度为L31,中心体收敛段长度为L32,中心体收敛段的尾端至喷管出口端面的距离为L33，其中0.2D2≤L31≤1.5D2，D2≤L32≤4D2，L3＝L31+L32+L33。

作为本发明的进一步改进，从火箭出口截面至凹腔燃烧室进口截面为增压段，长度为L1，且L1＝L11+L12。这个长度决定着火箭冲压发动机的推重比等推力性能，L1的长度小于4D2时，发动机总体性能会较好。中心体在增压段等截面面积，中心体在增压段的截面面积为A6，0.5A2≤A6≤6A2。

作为本发明的进一步改进，发动机可以轴对称布局发动机也可以是二维布局发动机。

本发明提供一种飞行器，具备上述任一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压发动机。

相对于现有技术，本发明能够获得以下技术效果：

(1)本发明将常规火箭冲压发动机中的内埋式火箭前置至中心体外侧，在环形混合通道内进行火箭与空气的混合，由于火箭射流与空气的接触面积增大，因此两股气流混合距离可以有效缩短，同时在喷管处经中心体收敛段将环形气流转变为中心管流，可以缩小发动机喷管出口面积，因此降低发动机结构尺度，采用该方案可以有效提高火箭冲压发动机整体的推力性能。

(2)采用环形混合通道，提高了火箭燃气与空气的接触面积，增强了混合效率，同时在喷管处将环形气流合流为中心气流，可以缩小发动机喷管出口面积，因此降低发动机结构尺度，提高了发动机的推重比性能。

(3)发动机在较高飞行马赫数下工作时，火箭可以关闭，发动机依靠自身的冲压作用就可以在高马赫数下实现冲压工作。环形收缩通道的面积扩张比较小，既满足了高马赫数状态下较高压比的需要，也可以满足在低马赫数下气流混合的要求。因此使得火箭冲压发动机在较宽马赫数下共用一个内流道实现模式的转变更为可行。

(4)该发动机比常规冲压发动机、双模态冲压发动机具有更宽的低飞行马赫数范围。该发动机比常规火箭冲压发动机结构更紧凑，发动机总体推力性能更好。本发明提供的发动机比纯火箭发动机发动机，燃油消耗更小，发动机比冲性能高。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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示出的结构获得其他的附图。

下面结合附图对本发明进一步说明：

图1为本发明一实施例的结构示意图。

图中：

1、中心体；2、进气道唇口；3、环形隔离段通道；4、环形混合通道；5、环形混合通道出口截面；6、环形扩压通道；7、燃料喷嘴；8、凹腔燃烧室进口截面；9、凹腔燃烧室；10、凹腔燃烧室燃烧室出口截面；11、等直段；12、中心体收敛段；13、扩张段；14、火箭氧化剂供应源；15、火箭氧化剂管路；16、火箭还原剂管路；17、火箭还原剂供应源；18、火箭喷管；19、喷管；20、凹腔。

具体实施方案

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，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作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。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其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至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，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“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”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，还可以是物理连接或无线通信连接；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，除非另有明确的限定。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。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

参照图1，本发明一实施例提供基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压发动机，该发动机包括中心体1、进气道、凹腔燃烧室9以及喷管19。中心体前缘与进气道唇口2形成环形进气口，中心体后端延伸至喷管19内。进气道为进气道内壁与中心体形成的气流通道，进气道依次设为环形隔离段通道3、环形混合通道4和环形扩压通道6。中心体中段设置有火箭装置，火箭装置的火箭喷管18呈环形分布在中心体1上，火箭喷管18的喷出方向与进气道内的空气传输方向相同且火箭喷管18喷出的火箭燃气直接进入环形混合通道4。

从环形进气口捕获的空气经过环形隔离段通道3后与从火箭喷管18喷出的火箭燃气在环形混合通道4中进行充分的混合及加速，加速为超音速混合气流产进入环形扩压通道6，环形扩压通道6末端连接凹腔燃烧室9中的凹腔20，经过环形扩压通道6后超音速混合气流由超音速转变为亚声速具备抗反压能力，再进入凹腔燃烧室9，燃料经燃料喷嘴7喷入凹腔燃烧室9，与经环形扩压通道6进入凹腔燃烧室9的混合气流燃烧。凹腔燃烧室9之后连接喷管19，伸入到喷管19内的中心体后段为中心体收敛段12，喷管19为向外扩张一定角度的扩张喷管，混合气流经过燃烧以后，经中心体收敛段12将环形气流转变为中心管流从喷管19排出。该发动机采用火箭燃气在环形通道内引射增压的方式，可以在较短的轴向距离内对空气进行补充增压，同时在喷管处将环形气流合流为中心气流，可以缩小发动机喷管出口面积，降低发动机结构尺度，提高发动机总体推力性能，实现宽速域飞行。

中心体收敛段12即伸入到喷管19内的中心体后段的截面面积不断缩小。在一实施例中，中心体收敛段呈一个锥体。

本发明所述燃料为燃油，燃料喷嘴7即燃油喷嘴，燃油喷嘴的燃油喷注压力可以调节。燃油喷嘴7呈环形分布在靠近凹腔燃烧室9的环形扩压通道6的内壁上。在本发明另一实施例中，靠近凹腔燃烧室9的环形扩压通道6的内壁上间隔设置有多环燃油喷嘴7。根据不同的飞行状态，燃油喷嘴的燃油喷注压力可以调节，并可以选用不同位置的燃油喷嘴喷注环进行燃料喷注。

环形混合通道出口截面5的截面面积A2的等效圆直径为D2，环形扩压通道6的轴向长度为L12，其长度范围为D2≤L12≤4D2。环形扩压通道6是一个具有当量扩张角度的扩张通道，环形混合通道出口截面5和凹腔燃烧室进口截面8分别为环形扩压通道6的进出口截面，其面积分别为A2和A3，且1.1A2≤A3≤2A2。环形混合通道4的轴向长度为L12，L12控制着环形混合通道出口截面5和凹腔燃烧室进口截面8的当量扩张角度。在本发明一实施例中，环形混合通道出口截面5和凹腔燃烧室进口截面8的当量扩张角度范围为1°至8°。

环形混合通道4为等面积环形通道或略带收缩的环形通道。进气道唇口2处的气流通道截面面积为A1，火箭喷管18的出口面积为A0，环形混合通道出口截面5面积为A2，其中A1≤A2≤A1+A0。环形混合通道4的轴向长度为L11，其范围为D2≤L11≤5D2。

如图1所示，火箭装置包括火箭氧化剂供应源14、火箭氧化剂管路15、火箭还原剂管路16、火箭还原剂供应源17和火箭，火箭氧化剂供应源14、火箭氧化剂管路15、火箭还原剂管路16、火箭还原剂供应源17均置于在中心体1内部，火箭氧化剂供应源14经火箭氧化剂管路15联通入火箭，火箭还原剂供应源17经火箭还原剂管路16联通入火箭，氧化剂与还原剂在火箭内部发生燃烧反应后产生的火箭燃气经过火箭喷管18喷出，进入环形混合通道4。

火箭出口马赫数范围为马赫2至3，在发动机空气进口总压较高时，火箭出口马赫数可以选用较小值，在发动机空气进口总压较低时，火箭出口马赫数可以选用较大值。

在本发明一实施例中，火箭装置中的火箭是一个具有环形火箭喷管的火箭。

在本发明一实施例中，火箭装置中的火箭是由多个小火箭环形排布而成火箭组合。这些小火箭的火箭喷管呈环形分布在中心体上，各小火箭的火箭喷管负责一个扇面环缝。

凹腔燃烧室9内的火焰在凹腔20的背风区稳焰。凹腔燃烧室进口截面8和凹腔燃烧室燃烧室出口截面10的面积分别为A3和A4，且1.1A3≤A4≤2.5A3。凹腔燃烧室9的轴向长度为L2，在设计凹腔燃烧室9时，通过设计凹腔燃烧室9的轴向长度大小，可以改善燃烧效果，凹腔燃烧室9的轴向长度的取值大小为0.2D2≤L2≤2D2。

在本发明一实施例中，喷管19由一个等直段11和扩张段13组成，入口段为等直段11，出口段为扩张段13，喷管19的出口面积为A5，大小为1.5A4≤A5≤4A4；喷管19的轴向长度为L3，且3D2≤L3≤6D2。其中，等直段11的长度为L31,中心体收敛段12长度为L32,中心体收敛段12的尾端至喷管出口端面的距离为L33，其中0.2D2≤L31≤1.5D2，D2≤L32≤4D2，L3＝L31+L32+L33。

从火箭出口截面(即火箭喷管的出口截面)至凹腔燃烧室进口截面8这一段气流通道为增压段，长度为L1，且L1＝L11+L12。这个长度决定着火箭冲压发动机的推重比等推力性能，L1的长度小于4D2时，发动机总体性能会较好。中心体在增压段等截面面积，中心体在增压段的截面面积为A6，0.5A2≤A6≤6A2。

在本发明一实施例中，提供基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压发动机，该发动机包括中心体1、进气道、凹腔燃烧室9以及喷管19。该发动机为轴对称构型，发动机三维结构以图1中心线为中心轴线，进行360°的旋转，即可获得该发动机构型。结合发动机弹道，若在低马赫数飞行时(马赫数小于2)，发动机进口总压平均在200kPa附近时，火箭出口马赫数可以取马赫2，D2≤L11≤2D2，D2≤L12≤2D2。火箭由6个环形小火箭沿着周向布置，各负责60度环形扇面。A6＝3A2,L32＝3D2，火箭是一个具有环形喷管的火箭。

在本发明一实施例中，提供基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压发动机，该发动机包括中心体1、进气道、凹腔燃烧室9以及喷管19。该发动机为二维构型，发动机三维结构以图1简图进行二维拉伸，即可获得该发动机构型。结合发动机弹道，若在低马赫数飞行时(马赫数小于2)，发动机进口总压平均在100kPa附近时，火箭出口马赫数可以取马赫3，1.5D2≤L11≤3D2，1.5D2≤L12≤3D2。A6＝22,L32＝2D2，火箭是一个具有环形喷管的火箭。

在本发明一实施例中提供一种飞行器，具备上述任一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压发动机。

综上所述，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然其并非用以限定本发明，任何本领域普通技术人员，在不脱离本发明的精神和范围内，当可作各种更动与润饰，因此本发明的保护范围当视权利要求书界定的范围为准。

Claims (23)

1.一种基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：该发动机包括中心体、进气道、凹腔燃烧室以及喷管；中心体前缘与进气道唇口形成环形进气口，中心体后端延伸至喷管内；进气道依次设为环形隔离段通道、环形混合通道和环形扩压通道；中心体中段设置有火箭装置，火箭装置的火箭喷管呈环形分布在中心体上，火箭喷管的喷出方向与进气道内的空气传输方向相同且火箭喷管喷出的火箭燃气直接进入环形混合通道；从环形进气口捕获的空气经过环形隔离段通道后与从火箭喷管喷出的火箭燃气在环形混合通道中进行充分的混合及加速，加速为超音速混合气流产进入环形扩压通道，环形扩压通道末端连接凹腔燃烧室中的凹腔，经过环形扩压通道后超音速混合气流由超音速转变为亚声速进入凹腔燃烧室，燃料经燃料喷嘴喷入凹腔燃烧室，与经扩压通道进入凹腔燃烧室的混合气流燃烧；凹腔燃烧室之后连接喷管，伸入到喷管内的中心体后段为中心体收敛段，喷管为向外扩张一定角度的扩张喷管，混合气流经过燃烧以后，经中心体收敛段将环形气流转变为中心管流从喷管排出。

2.根据权利要求1所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：中心体收敛段即伸入到喷管内的中心体后段的截面面积不断缩小。

3.根据权利要求2所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：中心体收敛段呈一个锥体。

4.根据权利要求1、2或3所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：所述燃料为燃油，燃料喷嘴即燃油喷嘴，燃油喷嘴的燃油喷注压力可调。

5.根据权利要求4所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：燃油喷嘴呈环形分布在靠近凹腔燃烧室的环形扩压通道的内壁上。

6.根据权利要求5所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：靠近凹腔燃烧室的环形扩压通道的内壁上间隔设置有多环燃油喷嘴。

7.根据权利要求4或5所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：环形混合通道出口截面的截面面积A2的等效圆直径为D2，环形扩压通道的轴向长度为L12，其长度范围为D2≤L12≤4D2。

8.根据权利要求7所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：环形扩压通道是一个具有当量扩张角度的扩张通道，环形混合通道出口截面和凹腔燃烧室进口截面分别为环形扩压通道的进出口截面，其面积分别为A2和A3，且1.1A2≤A3≤2A2。

9.根据权利要求8所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：环形混合通道的轴向长度为L12，L12控制着环形混合通道出口截面和凹腔燃烧室进口截面的当量扩张角度，环形混合通道出口截面和凹腔燃烧室进口截面的当量扩张角度范围为1°至8°。

10.根据权利要求8所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：环形混合通道为等面积环形通道或略带收缩的环形通道。

11.根据权利要求10所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：进气道唇口处的气流通道截面面积为A1，火箭喷管的出口面积为A0，环形混合通道的出口截面面积为A2，其中A1≤A2≤A1+A0；环形混合通道的轴向长度为L11，其范围为D2≤L11≤5D2。

12.根据权利要求1所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：火箭装置包括火箭氧化剂供应源、火箭氧化剂管路、火箭还原剂管路、火箭还原剂供应源和火箭，火箭氧化剂供应源、火箭氧化剂管路、火箭还原剂管路、火箭还原剂供应源均置于在中心体内部，火箭氧化剂供应源经火箭氧化剂管联通入火箭，火箭还原剂供应源经火箭还原剂管路联通入火箭，氧化剂与还原剂在火箭内部发生燃烧反应后产生的火箭燃气经过火箭喷管喷出，进入环形混合通道。

13.根据权利要求12所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：火箭出口马赫数范围为马赫2至3。

14.根据权利要求12所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：火箭装置中的火箭是一个具有环形火箭喷管的火箭。

15.根据权利要求12所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：火箭装置中的火箭是由多个小火箭环形排布而成火箭组合。

16.根据权利要求8、9、10或11所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：凹腔燃烧室内的火焰在凹腔的背风区稳焰，凹腔燃烧室进口截面和凹腔燃烧室燃烧室出口截面的面积分别为A3和A4，且1.1A3≤A4≤2.5A3。

17.根据权利要求16所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：凹腔燃烧室的轴向长度为L2，0.2D2≤L2≤2D2。

18.根据权利要求16所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：喷管由一个等直段和扩张段组成，入口段为等直段，出口段为扩张段，喷管出口面积为A5，大小为1.5A4≤A5≤4A4；喷管轴向长度为L3，且3D2≤L3≤6D2。

19.根据权利要求18所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：喷管的等直段的长度为L31,中心体收敛段长度为L32,中心体收敛段的尾端至喷管出口端面的距离为L33，其中0.2D2≤L31≤1.5D2，D2≤L32≤4D2，L3＝L31+L32+L33。

20.根据权利要求16所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：从火箭出口截面至凹腔燃烧室进口截面为增压段，长度为L1，且L1＝L11+L12，L1的长度小于4D2。

21.根据权利要求16所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：中心体在增压段等截面面积，中心体在增压段的截面面积为A6，0.5A2≤A6≤6A2。

22.根据权利要求1所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机，其特征在于：发动机为轴对称布局发动机或者二维布局发动机。

23.一种飞行器，其特征在于，具备权利要求1所述的基于环形增压中心体尾部合流火箭冲压宽速域发动机。

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