CN114483372B - 一种rbcc发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭发动机方案及其控制方法，包括冲压发动机、第一壳体、第一子火箭单元、若干第二子火箭单元和若干支撑组件；第一壳体内部中空，第一壳体设置在冲压发动机的流道内；且第一壳体的中心轴线与冲压发动机的流道中心轴线重合；各支撑组件固定设置在第一壳体与冲压发动机的流道内壁之间；第一子火箭单元与各第二子火箭单元均设置在第一壳体内，第一子火箭单元位于冲压发动机的流道的中心轴线上；各第二子火箭单元环绕第一子火箭单元设置；第一子火箭单元或者各第二子火箭单元分别工作或者关闭，且各第二子火箭单元的输出推力的合力方向与第一子火箭单元的中心轴线共线。
Description
技术领域
本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法。
背景技术
火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle)发动机，简称RBCC发动机，是最有潜力实现高超声速飞行的方案，通过在流道内有机集成高推重比的火箭发动机和高比冲的冲压发动机，具有宽域多模态一体化设计的优势。RBCC发动机的宽域运行，涉及到各个模态下火箭和冲压流道的匹配。RBCC发动机运行过程中，二次空气流在内置火箭高速射流的引射抽吸和冲压的共同作用下进入内流道，在燃烧室内组织二次燃烧，相对于纯火箭产生了推力增益。RBCC发动机模态转换以及各工作模态下的稳定运行，深受内置火箭射流与二次空气流之间的掺混及相互作用的影响，正确匹配内置火箭射流参数可以使掺混后的RBCC发动机性能更优。因此，RBCC发动机在多模态下的高效运行对内置引射火箭提出了很高的宽域性能要求，引射火箭性能甚至决定了飞行方案能否实现以及入轨载荷能力的高低。
当前使用的RBCC发动机经常采用的碳氢燃料内置引射火箭发动机存在调节比过低的问题，难以满足RBCC发动机宽域多工况运行且推力连续可调的需求。因此提高内置引射火箭发动机的可调节范围，对于实现RBCC发动机在宽范围内高效稳定运行尤为重要。
发明内容
有鉴于此，本发明提出了一种能够适应宽域工况、姿态稳定性好的实现RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法。
本发明的技术方案是这样实现的：
一方面，本发明提供了一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，包括冲压发动机(1)、第一壳体(2)、第一子火箭单元(3)、若干第二子火箭单元(4)和若干支撑组件(5)；
第一壳体(2)内部中空，第一壳体(2)设置在冲压发动机(1)的流道内；且第一壳体(2)的中心轴线与冲压发动机(1)的流道中心轴线重合；
各支撑组件(5)固定设置在第一壳体(2)与冲压发动机(1)的流道内壁之间，支撑组件(5)的两端分别与冲压发动机(1)的流道和第一壳体(2)的外表面固定连接；
第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)均设置在第一壳体(2)内，第一子火箭单元(3)位于冲压发动机(1)的流道的中心轴线上；各第二子火箭单元(4)环绕第一子火箭单元(3)设置；第一子火箭单元(3)或者各第二子火箭单元(4)分别工作或者关闭，且各第二子火箭单元(4)的输出推力的合力方向与第一子火箭单元(3)的中心轴线共线。
在以上技术方案的基础上，优选的，所述第一子火箭单元(3)包括至少一个第一引射火箭(31)；各第一引射火箭(31)同步工作且各第一引射火箭(31)的合力方向与冲压发动机(1)的流道的中心轴线重合。
优选的，所述各第二子火箭单元(4)均包括三个第二引射火箭(41)，该三个第二引射火箭(41)相对于冲压发动机(1)的流道的轴线中心对称设置且同时工作或者关闭；不同的第二子火箭单元(4)的各第二引射火箭(41)交错且间隔设置；各第二引射火箭(41)的输出推力的合力方向与第一子火箭单元(3)的中心轴线共线。
进一步优选的，所述各第一引射火箭(31)或者第二引射火箭(41)的输出推力相同且具有相同的分段调节特性。
更进一步优选的，不同的第二子火箭单元(4)的第二引射火箭(41)的输出推力的大小相同或者不同。
在以上技术方案的基础上，优选的，所述第一壳体(2)包括顺次设置的锥形段(21)、光滑过渡段(22)和等直主体段(23)；锥形段(21)、光滑过渡段(22)和等直主体段(23)均沿着第一壳体(2)中心轴线线性排布；各支撑组件(5)沿着等直主体段(23)的轴向延伸方向间隔的设置在等直主体段(23)的外表面；各支撑组件(5)还相对于等直主体段(23)的中心轴的径向方向中心对称排布；所述支撑组件(5)内部中空，支撑组件(5)将锥形段(21)或者光滑过渡段(22)内部与冲压发动机(1)相互连通；支撑组件(5)内部作为推进剂的流动管路。
另一方面，本发明提供了一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭的控制方法，具体包括如下步骤：
S100：在配置有RBCC发动机的飞行器的冲压发动机(1)内部，配置如上所述的RBCC发动机用宽调节比引射火箭对应的第一壳体(2)、第一子火箭单元(3)、若干第二子火箭单元(4)和若干支撑组件(5)；使支撑组件(5)固定连接第一壳体(2)与冲压发动机(1)的流道内壁；
S200：根据RBCC发动机所需的输出推力，在第一壳体(2)内对应设置第一子火箭单元(3)和对应数量的第二子火箭单元(4)；各第二子火箭单元(4)的三个第二引射火箭(41)相对于冲压发动机(1)的流道的中心轴线呈120°夹角均匀分布；
S300：令第一子火箭单元(3)和各第二子火箭单元(4)的输出推力的范围均为[0，K]，K为正实数；第一子火箭单元(3)的第一引射火箭(31)的数量为A，第二子火箭单元(4)的数量为B；则第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)提供的输出推力的范围为[0，(A+3B)×K]；第一子火箭单元(3)或者各第二子火箭单元(4)输出推力连续可调；
S400：当飞行器从地面零速起飞时，使所有的第一子火箭单元(3)与第二子火箭单元(4)均按最大输出推力进行输出，即第一子火箭单元(3)和各第二子火箭单元(4)输出推力的合力为(A+3B)×K；
S500：当飞行器达到超声速后，所有的第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)均按最大输出推力的50％进行输出，即一子火箭单元和各第二子火箭单元(4)输出推力的合力为0.5×(A+3B)×K；
S600：当飞行器达到高超声速后，如此时为巡航任务，则调节第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)的输出合力范围为[0.5×A×K，A×K]；如此时为加速任务，则调节第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)的输出合力范围为[0.5×(A+3B)×K，3B×K]；
S700：当执行完高超声速任务后，飞行器需要返场着陆时，如处于滑翔状态时，则将第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)全部关闭；如飞行器需要调整飞行姿态时，则调节第一子火箭单元(3)与各第二子火箭单元(4)的输出合力范围为[A×K，0.5×(A+3B)×K]。
优选的，所述第二子火箭单元(4)的数量为1—3。
本发明提供的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法，相对于现有技术，具有以下有益效果：
(1)本方案采用全内置的引射火箭发动机方案，将第一子火箭单元与各第二子火箭单元均设置在冲压发动机的流道内，形成组合式引射火箭布局，并与冲压发动机的流道相匹配，增大火箭羽流与来流空气接触面积，能量交换更加充分，增加了流入燃烧室的空气总压，实现了RBCC发动机在各模态下高效稳定运行；
(2)各第二子火箭单元的第二引射火箭通过中心对称形式与第一子火箭单元组合，优化质心位置和流场分布，使引射火箭及冲压发动机工作时更加稳定；当圆心位置的第一子火箭单元故障时，各第二引射火箭仍能按照一定的调节比继续运行，从而实现内置引射火箭的容错控制；
(3)内置引射火箭通过第一壳体和支撑组件与冲压发动机相连接，改善了承热部件受力状况，可以对整体结构强度进行优化，进而提高了结构对气动载荷和热负荷的承受能力；
(4)每一个第二子火箭单元均由三个第二引射火箭组成，其同时工作时产生的扭矩相互抵消，不同的第二子火箭单元的各第二引射火箭提供的推力可以不同；
(5)各第一引射火箭与第二引射火箭具有很好的互换性，可独立进行更换与维修，并与冲压发动机的流道适配良好。
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获得其他的附图。
图1为本发明一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法的组合状态半剖前视图；
图2为本发明一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法的第一壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元和支撑组件的组合状态半剖前视图；
图3为本发明一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法的第一壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元和支撑组件的一种组合结构的右视图；
图4为本发明一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法的第一壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元和支撑组件的另一种组合结构的右视图；
图5为本发明一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭及其控制方法的第一壳体、第一子火箭单元、第二子火箭单元和支撑组件的另外一种组合结构的右视图。
具体实施方式
下面将结合本发明实施方式，对本发明实施方式中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施方式仅仅是本发明一部分实施方式，而不是全部的实施方式。基于本发明中的实施方式，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方式，都属于本发明保护的范围。
如图1结合2和3所示，本发明公开了一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，包括冲压发动机1、第一壳体2、第一子火箭单元3、若干第二子火箭单元4和若干支撑组件5；
第一壳体2内部中空，第一壳体2设置在冲压发动机1的流道内；且第一壳体2的中心轴线与冲压发动机1的流道中心轴线重合；第一壳体2形成一个一端封闭一端开放的腔体，用于防护第一子火箭单元3和各第二子火箭单元4，并方便其安装，使第一子火箭单元3和各第二子火箭单元4的推力输出方向与冲压发动机1的推力输出方向相同。
各支撑组件5固定设置在第一壳体2与冲压发动机1的流道内壁之间，支撑组件5的两端分别与冲压发动机1的流道和第一壳体2的外表面固定连接；支撑组件5一方面连接冲压发动机1的流道内壁与第一壳体2，并可以作为向第一子火箭单元3和各第二子火箭单元4输送推进剂的管道。支撑组件5内部可以设置中空的流道，作为推进剂的流动管路。
第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4均设置在第一壳体2内，第一子火箭单元3位于冲压发动机1的流道的中心轴线上；各第二子火箭单元4环绕第一子火箭单元3设置；第一子火箭单元3或者各第二子火箭单元4分别工作或者关闭，且各第二子火箭单元4的输出推力的合力方向与第一子火箭单元3的中心轴线共线。
由第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4共同工作或者规律的交替工作，可以实现不同的输出推力组合，满足引射火箭的大输出推力调节范围，实现不同飞行速度或者飞行姿态的要求。由于各第二子火箭单元4的输出合理方向始终与第一子火箭单元3的中心轴共线，且第一子火箭单元3位于冲压发动机1的流道中心轴线上，保证输出方向不变，因设置多个第二子火箭单元4产生的扭矩能够相互抵消，对推力输出方向不会产生影响。
如图1—3所示，第一子火箭单元3包括至少一个第一引射火箭31；各第一引射火箭31同步工作且各第一引射火箭31的合力方向与冲压发动机1的流道的中心轴线重合。图示的第一子火箭单元3具有一个第一引射火箭31，实际使用时，也可以根据需要增加第一引射火箭31的数量，但是需要保证各第一引射火箭31的输出合力始终位于冲压发动机1的流道中心轴线上。
同样如图1—5所示，各第二子火箭单元4均包括三个第二引射火箭41，该三个第二引射火箭41相对于冲压发动机1的流道的轴线中心对称设置且同时工作或者关闭；不同的第二子火箭单元4的各第二引射火箭41交错且间隔设置；各第二引射火箭41的输出推力的合力方向与第一子火箭单元3的中心轴线共线。可以根据实际需要，设置不同的第二子火箭单元4的数量，但是每个第二子火箭单元4均包括中心对称的三个第二引射火箭41，从而保证各第二引射火箭41产生的输出推力的合力位于第一子火箭单元3的中心轴上。
为了使引射火箭能够产生的输出推力连续可调，各第一引射火箭31或者第二引射火箭41的输出推力相同且具有相同的分段调节特性。不同的第二子火箭单元4的第二引射火箭41的输出推力的大小相同或者不同。即属于同一个第一子火箭单元3的各第一引射火箭31或者属于同一个第二子火箭单元4的各第二引射火箭41输出推力均相同，不同的第二子火箭单元4的各第二引射火箭41的输出推力在不同的飞行姿态或者飞行速度下可以不同。
如图2所示，第一壳体2包括顺次设置的锥形段21、光滑过渡段22和等直主体段23；锥形段21、光滑过渡段22和等直主体段23均沿着第一壳体2中心轴线线性排布；各支撑组件5沿着等直主体段23的轴向延伸方向间隔的设置在等直主体段23的外表面；各支撑组件5还相对于等直主体段23的中心轴的径向方向中心对称排布；中空的支撑组件5将锥形段21或者光滑过渡段22内部与冲压发动机1相互连通。第一引射火箭31或者第二引射火箭41的输出推力可以由各自分配的推进剂的量来控制。
另一方面，本发明提供了一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭的控制方法，具体包括如下步骤：
S100：在配置有RBCC发动机的飞行器的冲压发动机1内部，配置如上所述的RBCC发动机用宽调节比引射火箭对应的第一壳体2、第一子火箭单元3、若干第二子火箭单元4和若干支撑组件5；使支撑组件5固定连接第一壳体2与冲压发动机1的流道内壁；
S200：根据RBCC发动机所需的输出推力，在第一壳体2内对应设置第一子火箭单元3和对应数量的第二子火箭单元4；各第二子火箭单元4的三个第二引射火箭41相对于冲压发动机1的流道的中心轴线呈120°夹角均匀分布；
S300：令第一子火箭单元3和各第二子火箭单元4的输出推力的范围均为[0，K]，K为正实数；第一子火箭单元3的第一引射火箭31的数量为A，第二子火箭单元4的数量为B；则第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4提供的输出推力的范围为[0，(A+3B)×K]；第一子火箭单元3或者各第二子火箭单元4输出推力连续可调；
S400：当飞行器从地面零速起飞时，使所有的第一子火箭单元3与第二子火箭单元4均按最大输出推力进行输出，即第一子火箭单元3和各第二子火箭单元4输出推力的合力为(A+3B)×K；
S500：当飞行器达到超声速后，即1.2—5马赫时，所有的第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4均按最大输出推力的50％进行输出，即一子火箭单元和各第二子火箭单元4输出推力的合力为0.5×(A+3B)×K；
S600：当飞行器达到高超声速后，即5马赫以上时，如此时为巡航任务，则调节第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4的输出合力范围为[0.5×A×K，A×K]；如此时为加速任务，则调节第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4的输出合力范围为[0.5×(A+3B)×K，3B×K]；
S700：当执行完高超声速任务后，飞行器需要返场着陆时，如处于滑翔状态时，则将第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4全部关闭；如飞行器需要调整飞行姿态时，则调节第一子火箭单元3与各第二子火箭单元4的输出合力范围为[A×K，0.5×(A+3B)×K]。
如图3—5所示，第二子火箭单元4的数量为B的数量为1—3。现分别对这三种情况进行说明。为简化计算量，假定第一子火箭单元3只有一个第一引射火箭31。即A＝1。
实施例一、如图3所示的情形，B＝1，位于等边三角形中心的是第一引射火箭31，其外围的三个第二引射火箭41呈正三角形分布。从下表和合计结果可知，在输出合理范围[0，(A+3B)×K]＝[0，4K]内，可以按步长为0.5K分段调节输出推力合力的大小。
由上表可以看出，在保证组合结构不变的情况下，能够使输出推力的合力方向稳定，各第二引射火箭41输出同样的推力或者关闭。线性的改变总的输出推力，满足实际使用需求。在该情形下，S400步骤中，当飞行器从地面零速起飞时，输出推力为上表的4K的组合方式；S500步骤中，输出推力为上表的2K的组合方式；S600步骤中，输出推力为上表的[0.5K，K]或者[2K，3K]之间的组合方式；S700步骤中，输出推力为上表的0或者[K，2K]之间的组合方式，由于各第二引射火箭41具有同样大小的输出推力，具有较大的输出推力调节范围，可优化质心位置和流场分布，使发动机更加稳定。即便第一子火箭单元3不能正常工作，各第二引射火箭41仍能按照一定的组合进行输出推力调节，提高了火箭的容错控制能力。
实施例二、如图4所示的情形，B＝2，其与实施例一的不同之处在于：其外围的两组共六个第二引射火箭41，且不同的第二子火箭单元4的三个第二引射火箭41分别相对于第一引射火箭31呈正三角形分布，用41—1、41—2表示这两组第二引射火箭41。从下表和合计结果可知，在输出合理范围[0，(A+3B)×K]＝[0，7K]内，同样可以按步长为0.5K分段调节输出推力合力的大小。在输出合理范围[0，(A+3B)×K]＝[0，7K]内，同样可以按步长为0.5K分段调节输出推力合力的大小。需要说明的是，为了展示步长可调，而设置的0.5K作为步长，实际可以进一步细化调节步长。除了实施例一中的组合情形外，还增加了下表中的组合情形。即3K—7K之间的新的输出推力组合。
在该情形下，S400步骤中，当飞行器从地面零速起飞时，输出推力为上表的7K的组合方式；S500步骤中，输出推力为以上两个表格中的任一个3.5K的组合形式；S600步骤中，输出推力分别为上表的[0.5K，3K]或者[3.5K，6K]之间的组合方式；S700步骤中，输出推力为的0或者[K，3.5K]之间的组合方式。
实施例3、如图5所示的情形，B＝3，其与实施例二的不同之处在于：其外围的三组共九个第二引射火箭41，且不同的第二子火箭单元4的三个第二引射火箭41分别相对于第一引射火箭31呈正三角形分布，用41—1、41—2和41—3表示这三组第二引射火箭41。
在输出合理范围[0，(A+3B)×K]＝[0，10K]内，同样可以按步长为0.5K分段调节输出推力合力的大小。需要说明的是，为了展示推力平滑可调，而设置的0.5K作为步长，实际可以进一步细化调节步长，通过合理调节第一引射火箭31与各第二引射火箭41之间的输出推力之间的关系即可达到所需的推力合力。本实施例与实施例一或者实施例二的区别在于具有下表中的组合情形。
在该情形下，S400步骤中，当飞行器从地面零速起飞时，输出推力为上表的10K的组合方式；S500步骤中，输出推力为上表的5K的组合方式；S600步骤中，输出推力分别为上表的[K，4K]或者[6K，9K]之间的组合方式；S700步骤中，输出推力为0或者[3K，6K]之间的组合方式。
以上实施例只是在B为1—3之间的情形的组合状态的输出推力合力的说明，实际使用时，可根据需要增加或者减少实际使用的第二子火箭单元4的数量。由于同一第二子火箭单元4的各第二引射火箭41任意时刻的输出推力总是相同的，可以实现宽范围的连续线性推力调节，相比现有的0—2倍左右的输出推力突变方式，具有更大的适用范围和稳定性。
以上所述仅为本发明的较佳实施方式而已，并不用以限制本发明，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 (8)
1.一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，包括冲压发动机（1）；其特征在于：还包括第一壳体（2）、第一子火箭单元（3）、若干第二子火箭单元（4）和若干支撑组件（5）；
第一壳体（2）内部中空，第一壳体（2）设置在冲压发动机（1）的流道内；且第一壳体（2）的中心轴线与冲压发动机（1）的流道中心轴线重合；
各支撑组件（5）固定设置在第一壳体（2）与冲压发动机（1）的流道内壁之间，支撑组件（5）的两端分别与冲压发动机（1）的流道和第一壳体（2）的外表面固定连接；
第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）均设置在第一壳体（2）内，第一子火箭单元（3）位于冲压发动机（1）的流道的中心轴线上；各第二子火箭单元（4）环绕第一子火箭单元（3）设置；第一子火箭单元（3）或者各第二子火箭单元（4）分别工作或者关闭，且各第二子火箭单元（4）的输出推力的合力方向与第一子火箭单元（3）的中心轴线共线。
2.根据权利要求1所述的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，其特征在于：所述第一子火箭单元（3）包括至少一个第一引射火箭（31）；各第一引射火箭（31）同步工作且各第一引射火箭（31）的合力方向与冲压发动机（1）的流道的中心轴线重合。
3.根据权利要求2所述的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，其特征在于：所述各第二子火箭单元（4）均包括三个第二引射火箭（41），该三个第二引射火箭（41）相对于冲压发动机（1）的流道的轴线中心对称设置且同时工作或者关闭；不同的第二子火箭单元（4）的各第二引射火箭（41）交错且间隔设置；各第二引射火箭（41）的输出推力的合力方向与第一子火箭单元（3）的中心轴线共线。
4.根据权利要求3所述的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，其特征在于：所述各第一引射火箭（31）或者第二引射火箭（41）的最大输出推力相同且具有相同的分段调节特性。
5.根据权利要求4所述的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，其特征在于：不同的第二子火箭单元（4）的第二引射火箭（41）的输出推力的大小相同或者不同。
6.根据权利要求1所述的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭，其特征在于：所述第一壳体（2）包括顺次设置的锥形段（21）、光滑过渡段（22）和等直主体段（23）；锥形段（21）、光滑过渡段（22）和等直主体段（23）均沿着第一壳体（2）中心轴线线性排布；各支撑组件（5）沿着等直主体段（23）的轴向延伸方向间隔的设置在等直主体段（23）的外表面；各支撑组件（5）还相对于等直主体段（23）的中心轴的径向方向中心对称排布；所述支撑组件（5）内部中空，支撑组件（5）将锥形段（21）或者光滑过渡段（22）内部与冲压发动机（1）相互连通；支撑组件（5）内部作为推进剂的流动管路。
7.一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭的控制方法，其特征在于：包括如下步骤：
S100：在配置有RBCC发动机的飞行器的冲压发动机（1）内部，配置如权利要求3—6任一项所述的RBCC发动机用宽调节比引射火箭对应的第一壳体（2）、第一子火箭单元（3）、若干第二子火箭单元（4）和若干支撑组件（5）；使支撑组件（5）固定连接第一壳体（2）与冲压发动机（1）的流道内壁；
S200：根据RBCC发动机所需的输出推力，在第一壳体（2）内对应设置第一子火箭单元（3）和对应数量的第二子火箭单元（4）；各第二子火箭单元（4）的三个第二引射火箭（41）相对于冲压发动机（1）的流道的中心轴线呈120°夹角均匀分布；
S300：令第一子火箭单元（3）和各第二子火箭单元（4）的输出推力的范围均为[0，K]，K为正实数；第一子火箭单元（3）的第一引射火箭（31）的数量为A，第二子火箭单元（4）的数量为B；则第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）提供的输出推力的范围为[0，（A+3B）×K]；第一子火箭单元（3）或者各第二子火箭单元（4）输出推力连续可调；
S400：当飞行器从地面零速起飞时，使所有的第一子火箭单元（3）与第二子火箭单元（4）均按最大输出推力进行输出，即第一子火箭单元（3）和各第二子火箭单元（4）输出推力的合力为（A+3B）×K；
S500：当飞行器达到超声速后，所有的第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）均按最大输出推力的50%进行输出，即一子火箭单元和各第二子火箭单元（4）输出推力的合力为0.5×（A+3B）×K；
S600：当飞行器达到高超声速后，如此时为巡航任务，则调节第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）的输出合力范围为[0.5×A×K，A×K]；如此时为加速任务，则调节第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）的输出合力范围为[0.5×（A+3B）×K，3B×K]；
S700：当执行完高超声速任务后，飞行器需要返场着陆时，如处于滑翔状态时，则将第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）全部关闭；如飞行器需要调整飞行姿态时，则调节第一子火箭单元（3）与各第二子火箭单元（4）的输出合力范围为[A×K，0.5×（A+3B）×K]。
8.根据权利要求7所述的一种RBCC发动机用宽调节比引射火箭的控制方法，其特征在于：所述第二子火箭单元（4）的数量为1—3。
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