CN114909232A - 固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器 - Google Patents

Abstract

一种固体‑固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，涉及航空航天技术领域。该固体‑固液组合火箭发动机包括发动机壳体和尾喷管；所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。该固体‑固液组合火箭发动机工作方法适用于固体‑固液组合火箭发动机。该飞行器包括固体‑固液组合火箭发动机。本发明的目的在于提供一种固体‑固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，以在一定程度上解决现有技术中存在的两级动力系统结构复杂、质量占比较大的技术问题。

Description

固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体而言，涉及一种固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器。

背景技术

现有火箭动力飞行器大多采用助推-巡航两级动力系统模式达到飞行效果，其助推级需要采用一套发动机，其巡航级也需要采用一套发动机；两级动力系统其结构复杂，质量占比较大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，以在一定程度上解决现有技术中存在的两级动力系统结构复杂、质量占比较大的技术问题。

为了实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：

一种固体-固液组合火箭发动机，包括发动机壳体和尾喷管；

所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；

所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。

在上述任一技术方案中，可选地，所述发动机壳体内设置有燃室隔板；

所述燃室隔板位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间，用于阻止所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间连通；

可选地，所述燃室隔板采用具有隔热和隔离作用的结构；

可选地，所述燃室隔板采用具有定向破裂性能的结构；所述燃室隔板能够承受来自于所述第一燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的最大压力，且来自于所述第二燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的压力能够令所述燃室隔板产生破裂，破裂后的所述燃室隔板的碎片经由所述尾喷管脱离出；所述燃室隔板具有预设图案的刻痕。

在上述任一技术方案中，可选地，所述第一固体推进剂药柱呈环柱形；

所述第一固体推进剂药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；

所述第一固体推进剂药柱的内壁形成第一燃烧通道。

在上述任一技术方案中，可选地，所述第一燃烧室的尾端设置有用于点燃所述第一固体推进剂药柱的第一点火器；

可选地，所述第一燃烧通道呈圆柱形；

所述发动机壳体呈柱筒形状；

所述第一燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。

在上述任一技术方案中，可选地，所述第二固液燃料药柱呈环柱形；

所述第二固液燃料药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；

所述第二固液燃料药柱的内壁形成第二燃烧通道。

在上述任一技术方案中，可选地，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板；所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔；所述固液燃室挡板设置有连通所述喷射腔和所述第二燃烧通道的通孔；

所述喷注面板上设置有至少一个喷嘴；

所述发动机壳体的内壁上设置有位于所述喷射腔内的第二点火器；

所述第二燃烧通道呈圆柱形；

所述第二燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。

在上述任一技术方案中，可选地，所述发动机壳体内设置有氧化剂储存室；

所述氧化剂储存室设置在所述喷注面板远离所述喷射腔的一端；

所述氧化剂储存室通过氧化剂输送阀门与所述喷嘴连通，所述氧化剂储存室用于提供液体氧化剂给所述喷嘴。

在上述任一技术方案中，可选地，所述尾喷管远离所述第一燃烧室的一端连接有尾管堵盖；

所述尾管堵盖用于在所述尾喷管内的压力到达预设压力值时自动脱离所述尾喷管。

一种飞行器，包括固体-固液组合火箭发动机。

一种固体-固液组合火箭发动机工作方法，适用于固体-固液组合火箭发动机；该方法包括：

在火箭发动机初始工作阶段，控制设置于所述第一燃烧室尾端的第一点火器点火，所述第一燃烧室内的第一固体推进剂药柱开始燃烧并产生推力；

当所述尾喷管内的推力达到预设压力值后，所述尾喷管尾端的尾管堵盖脱离所述尾喷管；

所述第一固体推进剂药柱燃尽后，火箭发动机进入工作末段；液体氧化剂经由喷注面板的喷嘴进入所述第二燃烧室，同时控制第二点火器点火，位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间的燃室隔板破裂，第二固液燃料药柱开始燃烧，为火箭发动机工作末段提供动力；其中，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板，所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔，所述固液燃室挡板设置有连通所述喷射腔和所述第二固液燃料药柱的第二燃烧通道的通孔，所述发动机壳体的内壁上设置有位于所述喷射腔内的第二点火器。

本发明的有益效果主要在于：

本发明提供的固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器，基于固体火箭发动机和固液火箭发动机的工作特点，令作为固体燃烧室的第一燃烧室和作为固液燃烧室的第二燃烧室呈串联布局设置，合理利用发动机壳体内部空间；与目前已有的助推-巡航两级动力系统模式相比较，固体-固液组合火箭发动机采用固体-固液共燃烧室的组合，仅使用一套推力室结构便可实现两级发动机的工作目标，可去除一套发动机推力室结构，简化了两级动力系统的结构，还可极大降低发动机的冗余质量。

为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合附图，作详细说明如下。

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为本发明实施例提供的固体-固液组合火箭发动机的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的固体-固液组合火箭发动机的另一结构示意图；

图3为本发明实施例提供的第一燃烧室的结构截面示意图；

图4为本发明实施例提供的第二燃烧室的结构截面示意图。

图标：110-发动机壳体；120-第一燃烧室；121-第一固体推进剂药柱；1210-第一燃烧通道；122-第一点火器；130-第二燃烧室；131-第二固液燃料药柱；1310-第二燃烧通道；132-第二点火器；133-喷注面板；1330-喷嘴；134-固液燃室挡板；135-喷射腔；136-氧化剂储存室；137-液体氧化剂；138-氧化剂输送阀门；140-燃室隔板；150-尾喷管；151-尾管堵盖。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，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，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以采用各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。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。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，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”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“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。

下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

实施例

本实施例提供一种固体-固液组合火箭发动机及其工作方法和飞行器；请参照图1-图4，图1和图2为本实施例提供的固体-固液组合火箭发动机的两种结构简图，图3为本实施例提供的第一燃烧室的结构截面示意图；图4为本实施例提供的第二燃烧室的结构截面示意图。

火箭发动机是火箭动力飞行器中最重要的部件。目前，实际应用比较多的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，在航天领域广泛应用的液体火箭发动机，其燃料能量密度高、比冲高，容易实现流量控制及推力调节，可多次关机启动，但整体结构复杂，推进剂不利贮存且多带有腐蚀性和毒性，使用不便，安全性较差；固体火箭发动机的结构简单，推进剂易于贮存，相关技术发展成熟，可靠性高，但发动机的比冲较低、工作时间较短、推力调节和重复关机启动较难实现；固液混合火箭发动机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，但也存在填充密度低、推重比较小等缺陷。

现有火箭动力飞行器大多采用助推-巡航两级动力系统模式达到飞行效果，在助推级需要采用较大推力，在巡航级采用可推力调节和多次启停的发动机能有效提升飞行器的飞行性能。现有技术中，巡航级多选用航空发动机、液体火箭发动机、冲压发动机和固液火箭发动机。其中，航空发动机存在飞行高度低，速度慢的缺点；液体火箭发动机存在推力调节复杂，系统质量大的缺点；冲压发动机存在无法多次启停，飞行姿态存在限制等缺点。

本实施例所述的固体-固液组合火箭发动机，在助推级采用反应迅速、工作时间较短、推力较大的固体火箭发动机，使飞行器迅速离开贴近地表的大气稠密区域；在高空巡航飞行时采用固液火箭发动机。固液火箭发动机适用于大空域、宽速域飞行，尤其采用电动泵压式输送系统的固液火箭发动机较容易实现推力宽范围精确调节与多次启停，可完美适用于飞行器的巡航阶段。但固液火箭发动机也具有推力小、装填分数低、空间利用率低等缺点，由于固体火箭发动机与固液火箭发动机的工作过程相似，因此本实施例所述的固体-固液组合火箭发动机将固液火箭发动机与固体火箭发动机的燃烧室和药柱进行结合，以达到仅使用一套推力室结构实现两级发动机工作的特点，可去除一套发动机推力室结构，极大地降低发动机冗余质量，具有较好的应用前景。

本实施例提供的固体-固液组合火箭发动机，可用于火箭、导弹等飞行器。参见图1-图4所示，所述固体-固液组合火箭发动机，包括发动机壳体110和尾喷管150。

发动机壳体110内设置有依次连接的第一燃烧室120和第二燃烧室130；第一燃烧室120的首端连接第二燃烧室130的尾端，第一燃烧室120的尾端连接尾喷管150；也即，第一燃烧室120和第二燃烧室130呈串联结构设置，第一燃烧室120靠近发动机壳体110的尾端，第二燃烧室130靠近发动机壳体110的首端。

第一燃烧室120内设置有第一固体推进剂药柱121，第一固体推进剂药柱121呈固态，同时含有固态的氧化剂和固态的还原剂。

第二燃烧室130内设置有第二固液燃料药柱131，第二固液燃料药柱131为呈固态的燃料。

本实施例中所述固体-固液组合火箭发动机，基于固体火箭发动机和固液火箭发动机的工作特点，令作为固体燃烧室的第一燃烧室120和作为固液燃烧室的第二燃烧室130呈串联布局设置，合理利用发动机壳体110内部空间；与目前已有的助推-巡航两级动力系统模式相比较，固体-固液组合火箭发动机采用固体-固液共燃烧室的组合，仅使用一套推力室结构便可实现两级发动机的工作目标，可去除一套发动机推力室结构，简化了两级动力系统的结构，还可极大降低发动机的冗余质量。

本实施例中所述固体-固液组合火箭发动机，充分结合了固体火箭发动机和固液火箭发动机的优点，实现了作为固体燃烧室的第一燃烧室120和作为固液燃烧室的第二燃烧室130的工作区域和工作阶段的独立分层，整体结构布局简单可靠，易于实现。在初始工作阶段，通过第一固体推进剂药柱121的燃烧为火箭发动机提供较大的推力，提高发射机动性；在工作末段通过控制第二固液燃料药柱131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121和第二固液燃料药柱131结合，提高了火箭发动机整体的推重比。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，发动机壳体110内设置有燃室隔板140。

燃室隔板140位于第一燃烧室120与第二燃烧室130之间，燃室隔板140用于阻止第一燃烧室120与第二燃烧室130之间连通；通过燃室隔板140，可用于将发动机壳体110内部分隔为两级独立舱段，即为第一燃烧室120和第二燃烧室130；也即通过燃室隔板140，为第一燃烧室120和第二燃烧室130提供相对独立空间。

可选地，燃室隔板140采用具有隔热和隔离作用的结构；通过采用具有隔热和隔离作用的燃室隔板140，可防止第一固体推进剂药柱121在燃烧时的高温导致第二固液燃料药柱131发生热解或产生裂纹，保障了固体-固液组合火箭发动机的可实施性和安全性。

可选地，燃室隔板140采用具有定向破裂性能的结构。通过采用具有定向破裂性能的燃室隔板140，可避免燃室隔板140阻碍第二固液燃料药柱131的燃烧。本实施例所述燃室隔板140，可采用现有技术；例如采用隔板式固体脉冲发动机的隔板设计方案，又如采用陶瓷隔板等非金属易碎堵盖式方案。现有技术中，非金属易碎堵盖式方案，具有定向破裂性能的球冠自锁结构，即将隔板设计为中间凸起的圆拱形结构，形成定向的预应力，从而实现定向破裂功能。

可选地，燃室隔板140具有预设图案的刻痕，例如在燃室隔板140的隔板凸面上加工预设图案的刻痕图案。通过预设图案的刻痕，可形成预应力集中，可有效控制燃室隔板140破裂生成的碎片尺寸和破口形状。

可选地，燃室隔板140能够承受来自于第一燃烧室120在工作过程中作用给燃室隔板140的最大压力；以使第一燃烧室120在工作过程中，也即第一固体推进剂药柱121在燃烧时，燃室隔板140能够起到阻隔作用，可防止第一固体推进剂药柱121在燃烧时的高温导致第二固液燃料药柱131发生热解或产生裂纹。

可选地，来自于第二燃烧室130在工作过程中作用给燃室隔板140的压力能够令燃室隔板140产生破裂，破裂后的燃室隔板140的碎片经由尾喷管150脱离出。也即燃室隔板140不能承受来自于第二燃烧室130在工作过程中作用给燃室隔板140的压力并产生破裂，以保障第二固液燃料药柱131的正常燃烧。

多燃烧室结构布局方案有串联式和并联式两类。本实施例中所述固体-固液组合火箭发动机，其作为固体燃烧室的第一燃烧室120和作为固液燃烧室的第二燃烧室130采用串联式布局；相较于并联式布局，本实施例采用的串联式布局主要有以下优点：

(1)串联式布局的区域划分简明，结构更加简单，且便于装药，具有更高的可靠性。

(2)并联式布局中固体药柱需装填于固液药柱的柱腔内，因此固液药柱仅能够使用圆孔形装药，药柱外形受到限制；而串联式布局中固体、固液药柱的药柱类型彼此独立，能够自由选择药形以满足不同任务需求。

(3)并联式布局中，燃尽的固体药柱为固液药柱的燃烧腾出空间，形成燃烧通道，其直径尺寸由固体药柱外形决定；而串联式布局中的固液药柱燃烧通道可以根据任务需求进行设计。因此在一般情况下，串联式布局中的固液药柱燃烧通道直径更小，燃烧室中的氧化剂流率更高，燃烧稳定性更好。

(4)并联式布局中，分隔固体药柱与固液药柱所需的绝热燃室隔板需要采用轴向设置；而串联式布局中仅需在药柱端面处采用一径向绝热燃室隔板进行燃烧室分隔，因此绝热分隔结构的体积更小，所需材料更少。

(5)并联式布局中，绝热燃室隔板与药柱间存在大面积接触，因此需要避免隔板材料与药柱发生化学反应的情况，材料选择需要考虑更多因素；而串联式布局由于其结构特点，绝热燃室隔板与药柱不直接接触，因此对隔板材料的要求更低。

参见图1-图3所示，本实施例的可选方案中，第一固体推进剂药柱121呈环柱形，或者其它形状；例如，第一固体推进剂药柱121的外形呈厚壁圆筒状。

可选地，第一固体推进剂药柱121的外壁与发动机壳体110的内壁连接。

可选地，第一固体推进剂药柱121的内壁形成第一燃烧通道1210。通过第一燃烧通道1210，可令第一固体推进剂药柱121从药柱内壁开始燃烧，即侧面燃烧(以下简称侧燃)。同时含有氧化剂和还原剂的第一固体推进剂药柱121采用侧燃方式能够增大药柱燃烧面积，提高燃烧效率，增强燃烧稳定性，进而增大燃烧时产生的推力。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，第一燃烧室120的尾端设置有用于点燃第一固体推进剂药柱121的第一点火器122。图1和图2所示的第一点火器122只是一个示意图的画法；第一点火器122具体实现可以为：第一点火器122固定在第一燃烧室120的端面上，通过导流管伸出至第一燃烧室120中部进行点火；或者，第一燃烧室120的尾端设置有支撑第一点火器122的支架，把第一点火器122置于第一燃烧室120的尾端中间，或者采用其他方式，本实施例不再一一描述。

可选地，第一燃烧通道1210呈圆柱形，以便于第一固体推进剂药柱121均匀燃烧。

可选地，发动机壳体110呈柱筒形状。

可选地，第一燃烧通道1210的轴线与发动机壳体110的轴线共线，以使第一固体推进剂药柱121燃烧更加均匀。

参见图1、图2和图4所示，本实施例的可选方案中，第二固液燃料药柱131呈环柱形，或者其它形状；例如，第二固液燃料药柱131的外形呈厚壁圆筒状。

可选地，第二固液燃料药柱131的外壁与发动机壳体110的内壁连接。

可选地，第二固液燃料药柱131的内壁形成第二燃烧通道1310。通过第二燃烧通道1310，可令第二固液燃料药柱131从药柱内壁开始燃烧，即第二固液燃料药柱131以侧燃方式燃烧，以能够增大第二固液燃料药柱131燃烧面积，使第二固液燃料药柱131具有较高的燃烧效率。

本实施例中，第二固液燃料药柱131燃烧时需要充分与液体氧化剂接触，为了使进入第二燃烧室130的氧化剂更好地雾化和蒸发，第二燃烧室130内远离第一燃烧室120的一端设置有喷注面板133。例如，参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，发动机壳体110内设置有喷注面板133和固液燃室挡板134；喷注面板133与固液燃室挡板134之间形成喷射腔135；固液燃室挡板134设置有连通喷射腔135和第二燃烧通道1310的通孔；也即固液燃室挡板134设置在第二燃烧室130远离第一燃烧室120的一端；通过固液燃室挡板134，以分隔喷射腔135和第二固液燃料药柱131，还可用于固定第二固液燃料药柱131；抵挡来自第二固液燃料药柱131燃烧时产生的反作用力，避免第二固液燃料药柱131燃烧阶段因反作用力撞击喷注面板133。

可选地，喷注面板133上设置有至少一个喷嘴1330，喷嘴1330用于雾化喷射液体氧化剂，以供第二固液燃料药柱131燃烧所用；可选地，喷嘴1330的数量为多个；可选地，多个喷嘴1330呈阵列分布在喷注面板133上。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，发动机壳体110的内壁上设置有位于喷射腔135内的第二点火器132；也即第二点火器132设置在喷注面板133与固液燃室挡板134之间，用于点燃第二固液燃料药柱131。

可选地，第二燃烧通道1310呈圆柱形，以便于第二固液燃料药柱131均匀燃烧。

可选地，第二燃烧通道1310的轴线与发动机壳体110的轴线共线，以使第二固液燃料药柱131燃烧更加均匀。

参见图2所示，本实施例的可选方案中，发动机壳体110内设置有氧化剂储存室136。氧化剂储存室136用于存储液体氧化剂137。

氧化剂储存室136设置在喷注面板133远离喷射腔135的一端。

氧化剂储存室136通过氧化剂输送阀门138与喷嘴1330连通，氧化剂储存室136用于提供液体氧化剂137给喷嘴1330。通过氧化剂储存室136，以存储液体氧化剂137，并将液体氧化剂137提供给喷嘴1330；在第二燃烧室130工作时，氧化剂储存室136通过氧化剂输送阀门138为其提供液体氧化剂137。本实施例所述固体-固液组合火箭发动机，通过控制氧化剂输送阀门138的开度大小，可调节液体氧化剂137的输送流量，从而使得第二燃烧室130的燃烧过程可调控，进而实现发动机的推力调节及多次启动的功能。

参见图1和图2所示，本实施例的可选方案中，尾喷管150远离第一燃烧室120的一端连接有尾管堵盖151。

尾管堵盖151用于在尾喷管150内的压力到达预设压力值时自动脱离尾喷管150。例如在初始状态时，尾喷管150在远离第一燃烧室120的端部设置有尾管堵盖151。通过尾管堵盖151，为初始点火建立压力，当点火后达到预设压力值后，尾管堵盖151会脱离尾喷管150。

本实施例还提供一种飞行器，包括上述任一实施例所述的固体-固液组合火箭发动机。

本实施例提供的飞行器，包括上述的固体-固液组合火箭发动机，通过令作为固体燃烧室的第一燃烧室120和作为固液燃烧室的第二燃烧室130呈串联布局设置，并采用固体-固液共燃烧室的组合，仅使用一套推力室结构便可实现两级发动机的工作目标，可去除一套发动机推力室结构，简化了两级动力系统的结构，还可极大降低发动机的冗余质量。本实施例中上述其他所公开的固体-固液组合火箭发动机的技术特征也适用于该飞行器，上述已公开的固体-固液组合火箭发动机的技术特征不再重复描述。本实施例中所述飞行器具有上述固体-固液组合火箭发动机的优点，上述所公开的所述固体-固液组合火箭发动机的优点在此不再重复描述。

本实施例还提供一种固体-固液组合火箭发动机工作方法，适用于上述任一实施例所述的固体-固液组合火箭发动机；该方法包括：

首先，在火箭发动机初始工作阶段，控制设置于第一燃烧室120的尾端的第一点火器122点火，第一燃烧室120内的第一固体推进剂药柱121开始燃烧并产生推力。

当尾喷管150内的推力达到预设压力值后，尾喷管150尾端的尾管堵盖151脱离尾喷管150；本实施例采用第一固体推进剂药柱121先燃烧，能够显著提升火箭发动机初始工作阶段的推重比，提高了其发射机动性。

随后，第一固体推进剂药柱121燃尽后，火箭发动机进入工作末段；液体氧化剂137经由喷注面板133的喷嘴1330进入第二燃烧室130，同时控制第二点火器132点火，位于第一燃烧室120与第二燃烧室130之间的燃室隔板140破裂，第二固液燃料药柱131开始燃烧，为火箭发动机工作末段提供动力；其中，发动机壳体110内设置有喷注面板133和固液燃室挡板134，喷注面板133与固液燃室挡板134之间形成喷射腔135，固液燃室挡板134设置有连通喷射腔135和第二燃烧通道1310的通孔，发动机壳体110的内壁上设置有位于喷射腔135内的第二点火器132。本实施例采用第二固液燃料药柱131的燃烧可调控性好，能够有效实现推力调节，并且第二固液燃料药柱131的燃烧速度慢、时间长，能够为火箭发动机提供更大的总冲及长续航能力。

本实施例提供的固体-固液组合火箭发动机工作方法，适用于上述的固体-固液组合火箭发动机，通过令作为固体燃烧室的第一燃烧室120和作为固液燃烧室的第二燃烧室130呈串联布局设置，并采用固体-固液共燃烧室的组合，仅使用一套推力室结构便可实现两级发动机的工作目标，可去除一套发动机推力室结构，简化了两级动力系统的结构，还可极大降低发动机的冗余质量。本实施例中上述其他所公开的固体-固液组合火箭发动机的技术特征也适用于该固体-固液组合火箭发动机工作方法，上述已公开的固体-固液组合火箭发动机的技术特征不再重复描述。本实施例中所述固体-固液组合火箭发动机工作方法具有上述固体-固液组合火箭发动机的优点，上述所公开的所述固体-固液组合火箭发动机的优点在此不再重复描述。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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 (10)

1.一种固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，包括发动机壳体和尾喷管；

所述发动机壳体内设置有依次连接的第一燃烧室和第二燃烧室；所述第一燃烧室的首端连接所述第二燃烧室的尾端，所述第一燃烧室的尾端连接所述尾喷管；

所述第一燃烧室内设置有第一固体推进剂药柱；所述第二燃烧室内设置有第二固液燃料药柱。

2.根据权利要求1所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述发动机壳体内设置有燃室隔板；

所述燃室隔板位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间，用于阻止所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间连通；

可选地，所述燃室隔板采用具有隔热和隔离作用的结构；

可选地，所述燃室隔板采用具有定向破裂性能的结构；所述燃室隔板能够承受来自于所述第一燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的最大压力，且来自于所述第二燃烧室在工作过程中作用给所述燃室隔板的压力能够令所述燃室隔板产生破裂，破裂后的所述燃室隔板的碎片经由所述尾喷管脱离出；所述燃室隔板具有预设图案的刻痕。

3.根据权利要求1所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述第一固体推进剂药柱呈环柱形；

所述第一固体推进剂药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；

所述第一固体推进剂药柱的内壁形成第一燃烧通道。

4.根据权利要求3所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述第一燃烧室的尾端设置有用于点燃所述第一固体推进剂药柱的第一点火器；

可选地，所述第一燃烧通道呈圆柱形；

所述发动机壳体呈柱筒形状；

所述第一燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。

5.根据权利要求1所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述第二固液燃料药柱呈环柱形；

所述第二固液燃料药柱的外壁与所述发动机壳体的内壁连接；

所述第二固液燃料药柱的内壁形成第二燃烧通道。

6.根据权利要求5所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板；所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔；所述固液燃室挡板设置有连通所述喷射腔和所述第二燃烧通道的通孔；

所述喷注面板上设置有至少一个喷嘴；

所述发动机壳体的内壁上设置有位于所述喷射腔内的第二点火器；

所述第二燃烧通道呈圆柱形；

所述第二燃烧通道的轴线与所述发动机壳体的轴线共线。

7.根据权利要求6所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述发动机壳体内设置有氧化剂储存室；

所述氧化剂储存室设置在所述喷注面板远离所述喷射腔的一端；

所述氧化剂储存室通过氧化剂输送阀门与所述喷嘴连通，所述氧化剂储存室用于提供液体氧化剂给所述喷嘴。

8.根据权利要求1所述的固体-固液组合火箭发动机，其特征在于，所述尾喷管远离所述第一燃烧室的一端连接有尾管堵盖；

所述尾管堵盖用于在所述尾喷管内的压力到达预设压力值时自动脱离所述尾喷管。

9.一种飞行器，其特征在于，包括如权利要求1-8任一项所述的固体-固液组合火箭发动机。

10.一种固体-固液组合火箭发动机工作方法，其特征在于，适用于如权利要求1-8任一项所述的固体-固液组合火箭发动机；该方法包括：

在火箭发动机初始工作阶段，控制设置于所述第一燃烧室尾端的第一点火器点火，所述第一燃烧室内的第一固体推进剂药柱开始燃烧并产生推力；

当所述尾喷管内的推力达到预设压力值后，所述尾喷管尾端的尾管堵盖脱离所述尾喷管；

所述第一固体推进剂药柱燃尽后，火箭发动机进入工作末段；液体氧化剂经由喷注面板的喷嘴进入所述第二燃烧室，同时控制第二点火器点火，位于所述第一燃烧室与所述第二燃烧室之间的燃室隔板破裂，第二固液燃料药柱开始燃烧，为火箭发动机工作末段提供动力；其中，所述发动机壳体内设置有喷注面板和固液燃室挡板，所述喷注面板与所述固液燃室挡板之间形成喷射腔，所述固液燃室挡板设置有连通所述喷射腔和所述第二固液燃料药柱的第二燃烧通道的通孔，所述发动机壳体的内壁上设置有位于所述喷射腔内的第二点火器。

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