CN113432150B - 可控火焰稳定器、发动机以及飞行器 - Google Patents

Abstract

一种可控火焰稳定器、发动机以及飞行器，可控火焰稳定器安装于发动机燃烧室内，其包括壳体，壳体内设置有电控燃气发生器以及喷管，电控燃气发生器包括富燃料电控固体推进剂燃烧室、富氧电控固体推进剂燃烧室；富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室的一端分别为用于容纳富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂的富燃料存储腔和富氧电控固体推进剂存储腔；富燃料电控固体推进剂燃烧室以及富氧电控固体推进剂燃烧室内分别设置有独立控制的电点火机构。根据发动机的飞行工况与机动需求，富燃料推进剂和富氧推进剂可分别或同时进行点火燃烧，使空燃比维持在较佳状态，从而提高稳燃边界及发动机性能。

Description

可控火焰稳定器、发动机以及飞行器

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，尤其涉及一种可控火焰稳定器、发动机以及飞行器。

背景技术

火焰稳定器是航空涡轮发动机和冲压发动机的一个重要部件。在航空涡轮发动机或冲压发动机中，由于来流空气速度较大，导致燃料与来流的充分混合、点火和稳定燃烧相当困难，甚至在飞行过程中发生熄火现象。为了提高燃料在冲压发动机燃烧室中的燃烧效率，防止火焰淬熄，在实际应用中常常在燃烧室内安装火焰稳定器。来流空气通过进气道进入燃烧室，在燃烧室内，高速来流与燃气或燃料发生化学反应，生成的高速气体从喷管喷射出去产生推力。

此外，为了使航空涡轮发动机和冲压发动机具有良好的工作性能，应尽可能保证其在设计空燃比附近工作。然而，空气流量会随着飞行高度、马赫数、攻角等飞行条件的改变而改变，发动机难以保持长时间一直在较佳空燃比附近工作。尤其是当飞行器做高速机动时，发动机内工况变化显著。因此，维持发动机内的较佳空燃比是航空涡轮发动机和冲压发动机等领域的关键技术之一。

常见的火焰稳定器有多种类型，其中钝体火焰稳定器在燃烧室中广泛采用，原因在于高速气流在钝体尾缘形成低速回流区，引起的流动损失较小，能起到较好的稳定和传播火焰的效果。典型的有V型钝体火焰稳定器，该火焰稳定器结构简单，但稳焰边界窄，低温下的稳定性差，难以满足高机动时工况变化剧烈带来的火焰稳定要求。国内外的大部分研究工作集中在火焰稳定器结构优化和回流区流场结构的改进上，改进幅度较小。

根据飞行工况变化，为了使发动机等具有良好的工作性能，需要对燃气发生器的燃气流量进行控制。液体流量易控，但带有复杂的管路供应系统，固体流量较难调控，目前国内外普遍通过机械阀门动作控制喉部有效面积进而实现燃气流量调节。但这种方式对阀门具有严苛的要求，难度极大，同时调节范围有限。

在传统火焰稳定器已有功能基础上，如何提供一种可控的火焰稳定器，能够扩大稳燃边界，增加重复点火能力，同时可主动调控发动机局部氧燃比，使火焰稳定器附近燃气维持在较优氧燃比附近，以提高燃料燃烧性能，从而使冲压发动机工作在较佳状态。这是本领域技术人员亟需解决的技术问题。

发明内容

针对现有技术存在的缺陷，本发明提供一种可控火焰稳定器、发动机以及飞行器，有助于同时解决发动机火焰稳定边界窄和重复点火的问题。

为实现上述技术目的，本发明提出的技术方案为：

可控火焰稳定器，该可控火焰稳定器安装于发动机燃烧室内，可控火焰稳定器包括壳体，所述壳体内设置有电控燃气发生器以及喷管，所述电控燃气发生器包括富燃料电控固体推进剂燃烧室、富氧电控固体推进剂燃烧室；

富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室的一端分别为用于容纳富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂的富燃料存储腔和富氧电控固体推进剂存储腔；

所述富燃料电控固体推进剂燃烧室内设置有用于富燃料电控固体推进剂点火的第一电点火机构，所述富氧电控固体推进剂燃烧室内设置有用于富氧电控固体推进剂点火的第二电点火机构，第一电点火机构和第二电点火机构分别独立控制；

富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室的出口均与喷管联通，根据发动机的飞行工况与机动需求，富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂通过第一电点火机构、第二电点火机构分别或者同时点火燃烧，其中富燃料电控固体推进剂点火燃烧产生高温富燃燃气，富氧电控固体推进剂燃烧产生的高温富氧燃气，高温富燃燃气或/和高温富氧燃气从喷管喷出至壳体外与燃烧室内的主流充分混合。

作为本发明的优选方案，所述壳体为轴对称结构，所述壳体为耐高温陶瓷体。

作为本发明的优选方案，所述壳体整体呈一个圆锥体形状，其中壳体的头部尖端靠近燃烧室内主流的进气端，壳体的尾端远离燃烧室内主流的进气端，所述燃烧室为轴对称结构，所述壳体与燃烧室同轴设置。

作为本发明的优选方案，所述富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室以壳体中心轴为对称轴对称设置，所述喷管与壳体同轴设置。

作为本发明的优选方案，所述喷管为收敛型喷管，所述喷管的入口端的口径至喷管出口端的口径是逐渐减小的。

作为本发明的优选方案，所述壳体的尾端设有与喷口相通的扩张形的凹腔，靠近喷管一端的凹腔口径至壳体底端面处的凹腔口径是逐渐增大的。

作为本发明的优选方案，所述第一电点火机构和第二电点火机构结构相同。具体地，第一电点火机构包括第一正电极、第一负电极、导线和电源，所述第一正电极为棒状电极，所述第一负电极为圆筒状电极，第一负电极套装在富燃料电控固体推进剂燃烧室内且其外侧壁紧贴富燃料电控固体推进剂燃烧室的内壁面，第一正电极位于第一负电极的内部且第一正电极和第一负电极同轴设置，所述第一正电极和第一负电极中间填充有富燃料电控固体推进剂，富燃料电控固体推进剂的燃烧方式为端面燃烧，所述第一正电极和第一负电极分别通过导线与电源的正极和负极连接，第一正电极、第一负电极、富燃料电控固体推进剂通过导线与电源构成第一闭合回路，第一闭合回路上设置有第一开关，用于控制第一闭合回路的通断。

所述第二电点火机构包括第二正电极、第二负电极、导线和电源，所述第二正电极为棒状电极，所述第二负电极为圆筒状电极，第二负电极套装在富氧电控固体推进剂燃烧室内且其外侧壁紧贴富氧电控固体推进剂燃烧室的内壁面，第二正电极位于第二负电极的内部且第二正电极和第二负电极同轴设置，所述第二正电极和第二负电极中间填充有富氧电控固体推进剂，富氧电控固体推进剂的燃烧方式为端面燃烧，所述第二正电极和第二负电极分别通过导线与电源的正极和负极连接，第二正电极、第二负电极、富氧电控固体推进剂通过导线与电源构成第二闭合回路，第二闭合回路上设置有第二开关，用于控制第二闭合回路的通断。

作为本发明的优选方案，所述富燃料电控固体推进剂由下列重量百分比含量的原料制成：氧化剂30％～40％，粘合剂20％～25％，金属燃料30％～40％，添加剂2％～5％。

作为本发明的优选方案，所述富氧电控固体推进剂由下列重量百分比含量的原料制成：氧化剂70％～80％；粘合剂12％～20％；添加剂：3％～8％。

作为本发明的优选方案，所述氧化剂为硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的任意一种或几种混合；所述金属燃料为镁粉、铝粉、硼粉中的任意一种或几种混合；所述粘合剂为聚乙烯醇和/或甲基纤维素；所述添加剂为燃速催化剂和/或固化剂。

本发明提供一种发动机，其燃烧室内具备上述任一种可控火焰稳定器。

本发明一种飞行器，其具备上述所述的发动机。

与现有技术相比，本发明的优点在于：

为了解决传统火焰稳定器的稳燃边界窄和重复点火问题，考虑到火焰稳定器壳体的内部空间可以加以利用，在火焰稳定器的壳体内腔中耦合进入电控燃气发生器，可兼顾二者的优势。一方面，将传统火焰稳定器的稳燃边界进行拓宽，火焰稳定器内装有电控燃气发生器，电控燃气发生器包括富燃料电控固体推进剂燃烧室、富氧电控固体推进剂燃烧室，富燃料电控固体推进剂燃烧室、富氧电控固体推进剂燃烧室分别含有富氧电控固体推进剂和富燃料电控固体推进剂。当发动机偏离设计工况时，富氧电控固体推进剂或富燃料电控固体推进剂进行点火燃烧，产生富氧燃气或富燃燃气补充燃烧室中主流的燃料或氧化剂，进而使火焰稳定器下游的空燃比保持在较佳空燃比附近，并可提高火焰稳定器周边温度，有效促进主流火焰的稳定与传播，提升发动机稳燃边界和工作性能。

本发明的电控燃气发生器包括两个燃烧室，分别是富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室，在富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室分别装入富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂：富燃料电控固体推进剂产生高温富燃燃气，富氧电控固体推进剂产生高温富氧燃气。这两种电控固体推进剂均通过电极与发动机主电源能构成闭合回路。当电路导通时，发动机主电源向富燃料电控固体推进剂或富氧电控固体推进剂供电，便开始点火燃烧。根据发动机的飞行工况与机动需求，当发动机偏离设计工况时，富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂分别或同时通电点火燃烧，产生高温燃气，补充主流的氧化剂或燃料，使燃气发生器下游的主流维持较佳空燃比。

另一方面，本发明利用电控燃气发生器的优势，实现可重复点火作用。电控燃气发生器具有通电燃烧，断电停止工作的特点，可在发动机熄火等极端条件下，利用电控燃气发生器充当点火源，实现重复点火。

此外，本发明还可以提高发动机中推进剂的装填比，进而提高发动机的工作性能。

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。

图1是本发明一实施例的结构示意图；

图2是本发明一实施例的结构示意图；

图3是本发明回流区的示意图；

图中标号：

1、壳体；2、富燃料电控固体推进剂燃烧室；3、富氧电控固体推进剂燃烧室；4、喷管；5、富燃料电控固体推进剂；6、富氧电控固体推进剂；7、第一正电极；8、第一负电极；9、第二正电极；10、第二负电极；11、凹腔；12、燃烧室。

本发明目的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

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和图2，本发明一实施例提供一种可控火焰稳定器，该可控火焰稳定器安装于发动机燃烧室内，可控火焰稳定器包括壳体1，所述壳体1为耐高温陶瓷体。本实施例中壳体1为轴对称的锥体结构，如采用圆锥体。其中壳体1的头部尖端靠近燃烧室12内主流的进气端，壳体1的尾端远离燃烧室12内主流的进气端，所述燃烧室12为轴对称结构，所述壳体1安装于燃烧室12内部主流的中轴线上，壳体1与燃烧室12同轴设置。主流从火焰稳定器头部尖端流经壳体的外侧壁面，在壳体的尾端后缘产生回流区。

所述壳体1内设置有电控燃气发生器以及喷管4，所述电控燃气发生器包括富燃料电控固体推进剂燃烧室2、富氧电控固体推进剂燃烧室3。

富燃料电控固体推进剂燃烧室2和富氧电控固体推进剂燃烧室3的一端分别为用于容纳富燃料电控固体推进剂5和富氧电控固体推进剂6的富燃料存储腔和富氧电控固体推进剂存储腔。所述富燃料电控固体推进剂燃烧室2和富氧电控固体推进剂燃烧室3以壳体1的中心轴为对称轴对称设置，所述喷管4与壳体1同轴设置。

所述富燃料电控固体推进剂燃烧室2内设置有用于富燃料电控固体推进剂5点火的第一电点火机构，所述富氧电控固体推进剂燃烧室3内设置有用于富氧电控固体推进剂6点火的第二电点火机构，第一电点火机构和第二电点火机构分别独立控制。

富燃料电控固体推进剂燃烧室2和富氧电控固体推进剂燃烧室3的出口均与喷管4联通，根据发动机的飞行工况与机动需求，富燃料电控固体推进剂5和富氧电控固体推进剂6通过第一电点火机构、第二电点火机构分别或者同时点火燃烧，其中富燃料电控固体推进剂5点火燃烧产生高温富燃燃气，富氧电控固体推进剂6燃烧产生的高温富氧燃气，高温富燃燃气或/和高温富氧燃气从喷管4喷出至壳体1外，与燃烧室12内的主流充分混合，补充主流的氧化剂或燃料，使电控燃气发生器下游的主流维持较佳空燃比。

当当前发动机燃烧室主流的空燃比大于设计空燃比时，仅启动第一电点火机构，第一电点火机构对富燃料电控固体推进剂5点火，富燃料电控固体推进剂5燃烧产生高温富燃燃气，高温富燃燃气中燃料的含量比氧化剂的含量高，高温富燃燃气从喷管4喷出至壳体1外，与燃烧室12内的主流在回流区充分混合，从而使主流的空燃比减小至设计空燃比。其中设计空燃比是发动机的固有参数，是发动机在最佳工作状态时的空燃比。

当当前发动机燃烧室主流的空燃比小于设计空燃比时，仅启动第二电点火机构时，第二电点火机构对富氧电控固体推进剂6点火，富氧电控固体推进剂6燃烧产生高温富氧燃气，高温富氧燃气中的氧化剂含量比燃料含量高，高温富氧燃气从喷管4喷出至壳体1外，与燃烧室12内的主流充分混合，从而使主流的空燃比增加至设计空燃比。

当发动机进行机动动作需要增大推力时，同时启动第一电点火机构和第二电点火机构，高温富燃燃气和高温富氧燃气从喷管4喷出至壳体1外，与燃烧室12内的主流充分混合，同时补充主流的氧化剂和燃料，产生当量比的高温燃气。

通过以上控制，使电控燃气发生器下游的主流始终维持在较佳空燃比。另外，当发动机意外熄火后，该电控燃气发生器可充当点火源，实现重复点火功能。

参照图1，所述喷管4为收敛型喷管，所述喷管入口端的口径至喷管出口端的口径是逐渐减小的。所述壳体1的尾端设有与喷口4相通的扩张形的凹腔11，靠近喷管一端的凹腔口径至壳体底端面处的凹腔口径是逐渐增大的。收敛型喷管使燃烧产生的高温燃气加速喷出。主流从火焰稳定器头部尖端流经壳体的外侧壁面，在壳体的尾端的凹腔处产生回流区，在回流区主流与从收敛型喷管高速喷出的高温燃气掺混，如图3所示。

参照图1，所述第一电点火机构和第二电点火机构结构相同。具体地，第一电点火机构包括第一正电极7、第一负电极8、导线和电源，所述第一正电极7为棒状电极，所述第一负电极8为圆筒状电极，第一负电极7套装在富燃料电控固体推进剂燃烧室2内且其外侧壁紧贴富燃料电控固体推进剂燃烧室2的内壁面，第一正电极7位于第一负电极8的内部且第一正电极7和第一负电极8同轴设置，所述第一正电极7和第一负电极8中间填充有富燃料电控固体推进剂5，富燃料电控固体推进剂5的燃烧方式为端面燃烧，所述第一正电极7和第一负电极8分别通过导线与电源的正极和负极连接，第一正电极7、第一负电极8、富燃料电控固体推进剂5通过导线与电源构成第一闭合回路，第一闭合回路上设置有第一开关，用于控制第一闭合回路的通断。

所述第二电点火机构包括第二正电极9、第二负电极10、导线和电源，所述第二正电极9为棒状电极，所述第二负电极10为圆筒状电极，第二负电极10套装在富氧电控固体推进剂燃烧室3内且其外侧壁紧贴富氧电控固体推进剂燃烧室3的内壁面，第二正电极9位于第二负电极10的内部且第二正电极9和第二负电极10同轴设置，所述第二正电极9和第二负电极10中间填充有富氧电控固体推进剂6，富氧电控固体推进剂6的燃烧方式为端面燃烧，所述第二正电极9和第二负电极10分别通过导线与电源的正极和负极连接，第二正电极9、第二负电极10、富氧电控固体推进剂6通过导线与电源构成第二闭合回路，第二闭合回路上设置有第二开关，用于控制第二闭合回路的通断。其中第一电点火机构和第二电点火机构中的电源，可以直接利用发动机主电源进行供电。所述发动机主电源进行供电可提供的形式为交流电、直流电或电容放电的任意一种。

当富燃料电控固体推进剂与主电源之间的第一闭合回路断开时，富燃料电控固体推进剂立即熄火，无法产生高温富燃料燃气。当富氧电控固体推进剂6与主电源之间的第二闭合回路断开时，富氧电控固体推进剂6立即熄火，无法产生高温富氧燃气。

所述富燃料电控固体推进剂由下列重量百分比含量的原料制成：氧化剂30％～40％，粘合剂20％～25％，金属燃料30％～40％，添加剂2％～5％。

所述富氧电控固体推进剂由下列重量百分比含量的原料制成：氧化剂70％～80％；粘合剂12％～20％；添加剂：3％～8％。

所述氧化剂为硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的任意一种或几种混合；所述金属燃料为镁粉、铝粉、硼粉中的任意一种或几种混合；所述粘合剂为聚乙烯醇和/或甲基纤维素；所述添加剂为燃速催化剂和/或固化剂。

将配置好的胶黏状的富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂分别浇注于富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室中，在室温下放置一周，便可固化成型。

本发明一实施例提供一种发动机，其燃烧室内具备上述任一种可控火焰稳定器。

本发明一实施例一种飞行器，其具备上述所述的发动机。

以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (12)

1.可控火焰稳定器，该可控火焰稳定器安装于发动机燃烧室内，其特征在于：可控火焰稳定器包括壳体，所述壳体内设置有电控燃气发生器以及喷管，所述电控燃气发生器包括富燃料电控固体推进剂燃烧室、富氧电控固体推进剂燃烧室；

富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室的一端分别为用于容纳富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂的富燃料存储腔和富氧电控固体推进剂存储腔；

所述富燃料电控固体推进剂燃烧室内设置有用于富燃料电控固体推进剂点火的第一电点火机构，所述富氧电控固体推进剂燃烧室内设置有用于富氧电控固体推进剂点火的第二电点火机构，第一电点火机构和第二电点火机构分别独立控制；

富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室的出口均与喷管联通，根据发动机的飞行工况与机动需求，富燃料电控固体推进剂和富氧电控固体推进剂通过第一电点火机构、第二电点火机构分别或者同时点火燃烧，其中富燃料电控固体推进剂点火燃烧产生高温富燃燃气，富氧电控固体推进剂燃烧产生的高温富氧燃气，高温富燃燃气或/和高温富氧燃气从喷管喷出至壳体外与燃烧室内的主流充分混合。

2.根据权利要求1所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述壳体为轴对称结构，所述壳体为耐高温陶瓷体。

3.根据权利要求2所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述壳体整体呈一个圆锥体形状，其中壳体的头部尖端靠近燃烧室内主流的进气端，壳体的尾端远离燃烧室内主流的进气端，所述燃烧室为轴对称结构，所述壳体与燃烧室同轴设置。

4.根据权利要求3所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述富燃料电控固体推进剂燃烧室和富氧电控固体推进剂燃烧室以壳体中心轴为对称轴对称设置，所述喷管与壳体同轴设置。

5.根据权利要求1至4中任一项所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述喷管为收敛型喷管，所述喷管的入口端的口径至喷管出口端的口径是逐渐减小的。

6.根据权利要求5所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述壳体的尾端设有与喷口相通的扩张形的凹腔，靠近喷管一端的凹腔口径至壳体底端面处的凹腔口径是逐渐增大的。

7.根据权利要求5所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述第一电点火机构包括第一正电极、第一负电极、导线和电源，所述第一正电极为棒状电极，所述第一负电极为圆筒状电极，第一负电极套装在富燃料电控固体推进剂燃烧室内且其外侧壁紧贴富燃料电控固体推进剂燃烧室的内壁面，第一正电极位于第一负电极的内部且第一正电极和第一负电极同轴设置，所述第一正电极和第一负电极中间填充有富燃料电控固体推进剂，富燃料电控固体推进剂的燃烧方式为端面燃烧，所述第一正电极和第一负电极分别通过导线与电源的正极和负极连接，第一正电极、第一负电极、富燃料电控固体推进剂通过导线与电源构成第一闭合回路，第一闭合回路上设置有第一开关，用于控制第一闭合回路的通断；

所述第二电点火机构包括第二正电极、第二负电极、导线和电源，所述第二正电极为棒状电极，所述第二负电极为圆筒状电极，第二负电极套装在富氧电控固体推进剂燃烧室内且其外侧壁紧贴富氧电控固体推进剂燃烧室的内壁面，第二正电极位于第二负电极的内部且第二正电极和第二负电极同轴设置，所述第二正电极和第二负电极中间填充有富氧电控固体推进剂，富氧电控固体推进剂的燃烧方式为端面燃烧，所述第二正电极和第二负电极分别通过导线与电源的正极和负极连接，第二正电极、第二负电极、富氧电控固体推进剂通过导线与电源构成第二闭合回路，第二闭合回路上设置有第二开关，用于控制第二闭合回路的通断。

8.根据权利要求1所述的可控火焰稳定器，其特征在于：富燃料电控固体推进剂由下列重量百分比含量的原料制成：氧化剂30％～40％，粘合剂20％～25％，金属燃料30％～40％，添加剂2％～5％。

9.根据权利要求8所述的可控火焰稳定器，其特征在于：富氧电控固体推进剂由下列重量百分比含量的原料制成：氧化剂70％～80％；粘合剂12％～20％；添加剂：3％～8％。

10.根据权利要求8或9所述的可控火焰稳定器，其特征在于：所述氧化剂为硝酸羟胺、硝酸铵、高氯酸盐中的任意一种或几种混合；所述金属燃料为镁粉、铝粉、硼粉中的任意一种或几种混合；所述粘合剂为聚乙烯醇和/或甲基纤维素；所述添加剂为燃速催化剂和/或固化剂。

11.一种发动机，其特征在于：其燃烧室内具备权利要求1、2、3、4、6、7、8或9中任一项所述的可控火焰稳定器。

12.一种飞行器，其特征在于：具备权利要求11所述的发动机。

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