本发明公开了变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，包括轴向上依次连接的前一次燃烧室、后一次燃烧室、流量调节室和主燃烧室，主燃烧室还通过进气管道与外界空气连通，该流量调节室内设置为外通道和内通道，它们均沿轴向设置，且同轴套设在一起；内通道与前一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，并且内通道与前一次燃烧室是通过后一次燃烧室相连通；外通道与后一次燃烧室和主燃烧室轴向连通；在不同模态下，流量调节室内控制通过的富氧推进剂一次燃烧后的气流，在需要外界空气进入主燃烧室时，使主燃烧室与外界空气相连通。该变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机既不限制固体火箭发动机性能与优势的发挥、又能运用冲压发动机优越的性能，还能使飞行器在大气层外工作。
1.变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，其特征在于，包括轴向上依次连接的前一次燃烧室(A)、后一次燃烧室(B)、流量调节室(C)和主燃烧室(D)，所述主燃烧室(D)还通过进气管道(F)与外界空气连通，其中一个一次燃烧室内用于装填富氧推进剂，另一个用于装填富燃推进剂，并且，各所述一次燃烧室内用于对应推进剂的第一次燃烧；
所述流量调节室(C)内设置为外通道(a)和内通道(b)，它们均沿轴向设置，且同轴套设在一起；所述内通道(b)与前一次燃烧室(A)和主燃烧室(D)轴向连通，并且内通道(b)与前一次燃烧室(A)是通过后一次燃烧室(B)相连通；所述外通道(a)与后一次燃烧室(B)和主燃烧室(D)轴向连通；在不同模态下，流量调节室(C)内控制通过的富氧推进剂一次燃烧后的气流，以满足不同模态下需要的能量，在需要外界空气进入主燃烧室(D)时，主燃烧室(D)与外界空气相连通，最终气流在主燃烧室(D)内混合燃烧。
2.按照权利要求1所述的变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，其特征在于，用于富氧推进剂一次燃烧后的气流通过的通道内还设置有流量调节装置(3)，设定前一次燃烧室(A)内装填的是富氧推进剂，内通道(b)内通过的是一次燃烧后的富氧气流。
3.按照权利要求1或2所述的变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，其特征在于，所述前一次燃烧室(A)内装填推进剂后，沿其中轴线轴向形成一燃气流道(d)；
所述后一次燃烧室(B)包括中空的外壳体(1)，所述外壳体(1)内同轴套设有一中空的内壳体(2)，两壳体间形成环形的推进剂装填腔体(c)，内部还用于推进剂的燃烧，其一端封闭，另一端与外通道(a)相连通；内壳体(2)的中空腔体与燃气流道(d)的位置相对应，与燃气流道(d)和内通道(b)轴相连通。
4.按照权利要求3所述的变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，其特征在于，所述流量调节装置(3)包括设置于内通道(b)的遮挡板，遮挡板可在其内部纵向伸缩，直至完全阻挡其纵向空间。
5.按照权利要求1-4中任一项所述的变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机的工作方式，其特征在于，该工作方式如下：
当处于火箭引射模态时，进气管道( F) 关闭，富燃推进剂和富氧推进剂先在对应的一次燃烧室中进行一次燃烧，然后分别通过对应的外通道(a)和内通道(b)，然后流入主燃烧室(D)后，两种气流充分混合燃烧；
当处于冲压模态时，流量调节装置(3)动作，阻挡富氧推进剂一次燃烧后的气流，此时，进气管道(F)打开，富燃推进剂一次燃烧产生的气流，通过外通道(a)流入主燃烧室(D)，空气通过进气管道(F)也流入主燃烧室(D)，富燃燃气一次燃烧后的气流与空气中的氧气在主燃烧室(D)中混合燃烧；
当处于火箭模态时，富燃推进剂和富氧推进剂在对应的一次燃烧室内进行一次燃烧，流量调节装置(3)动作，使内通道(b)打开，燃烧后的气流分别通过外通道(a)和内通道(b)流入主燃烧室(D)，与空气中的氧气混合燃烧。
变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机
技术领域
[0001] 本发明属于航天科学技术领域，具体涉及变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机。
背景技术
[0002] 目前，由于冲压发动机能以其特有的性能优越性来满足在大气层内飞行的飞行器的要求，特别是在军事上对飞行器高速远航程的要求。冲压发动机的运用和发展是很多学校、科研院所甚至军工单位十分重视的问题。由于冲压发动机工作条件的限制，需要飞行器达到一定速度，冲压发动机才可以正常工作。一般情况下都是采用冲压发动机和其他发动机组合的方式或者搭载在飞行器上用飞行器的飞行速度来保证冲压发动机的正常工作。并且由于冲压发动机是利用空气中的氧气进行工作的，这也天生就限制了其在大气层外工作的能力。
[0003] 传统的固体火箭冲压组合发动机，一般的工作方式都为使冲压发动机与固体火箭发动机组合在一起，在地面发射时，先由固体火箭发动机开始工作。当将飞行器助推到一定的速度后，冲压发动机再开始工作。这样缺点在于，首先两个发动机组合起来，固体火箭发动机只起到助推的作用，增加了许多消极质量以及限制了固体火箭发动机发挥的功能与作用。另外，用于冲压发动机只能在大气层内工作，这也限制了飞行器设计时的飞行高度、航程和飞行器的灵活性。
发明内容
[0004] 本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，既不限制固体火箭发动机性能与优势的发挥、又能运用冲压发动机优越的性能，还能使飞行器在大气层外工作。
[0005] 为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，包括轴向上依次连接的前一次燃烧室、后一次燃烧室、流量调节室和主燃烧室，主燃烧室还通过进气管道与外界空气连通，其中一个一次燃烧室内用于装填富氧推进剂，另一个用于装填富燃推进剂，并且，各所述一次燃烧室内用于对应推进剂的第一次燃烧；
[0006] 该流量调节室内设置为外通道和内通道，它们均沿轴向设置，且同轴套设在一起；内通道与前一次燃烧室和主燃烧室轴向连通，并且内通道与前一次燃烧室是通过后一次燃烧室相连通；外通道与后一次燃烧室和主燃烧室轴向连通；在不同模态下，流量调节室内控制通过的富氧推进剂一次燃烧后的气流，以满足不同模态下需要的能量，在需要外界空气进入主燃烧室时，使主燃烧室与外界空气相连通，最终气流在主燃烧室内燃烧。
[0007] 进一步地，该用于富氧推进剂一次燃烧后的气流通过的通道内还设置有流量调节装置，设定前一次燃烧室内装填的是富氧推进剂，内通道内通过的是一次燃烧后的富氧气流。
[0008] 进一步地，该前一次燃烧室内装填推进剂后，沿其中轴线轴向形成一燃气流道；
[0009] 后一次燃烧室包括中空的外壳体，外壳体内同轴套设有一中空的内壳体，两壳体间形成环形的推进剂装填腔体，内部还用于推进剂的燃烧，其一端封闭，另一端与外通道相连通；内壳体的中空腔体与燃气流道的位置相对应，与燃气流道和内通道轴相连通。
[0010] 进一步地，该流量调节装置包括设置于内通道的遮挡板，遮挡板可在其内部纵向伸缩，直至完全阻挡其纵向空间。
[0011] 本发明还公开了上述的变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机的工作方式，该工作方式如下：
[0012] 当处于火箭引射模态时，进气管道关闭，富燃推进剂和富氧推进剂先在对应的一次燃烧室中进行一次燃烧，然后分别通过对应的外通道和内通道，然后流入主燃烧室后，两种气流充分混合燃烧；
[0013] 当处于冲压模态时，流量调节装置动作，阻挡富氧推进剂一次燃烧后的气流，此时，进气管道打开，富燃推进剂一次燃烧产生的气流，通过外通道流入主燃烧室，空气通过进气管道也流入主燃烧室，富燃燃气一次燃烧后的气流与空气中的氧气在主燃烧室中混合燃烧；
[0014] 当处于火箭模态时，富燃推进剂和富氧推进剂在对应的一次燃烧室内进行一次燃烧，流量调节装置动作，使内通道打开，燃烧后的气流分别通过外通道和内通道流入主燃烧室，与空气中的氧气混合燃烧。
[0015] 本发明变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机具有如下优点：一、固体火箭发动机和冲压发动机一体化，不会存在固体火箭发动机将飞行器助推到一定速度就不再工作或者抛掉的尴尬局面，充分利用了固体火箭发动机的优势，既可以自身携带氧化剂和燃料不用依靠外界氧气。也利用了冲压发动机的优点，既可以携带少量或者不携带氧化剂，直接利用空气中的氧气，进而提高飞行器性能指标。二、该设计可以使飞行器的飞行高度更加灵活多变，可在大气层内外自由转换飞行，克服了传统冲压发动机飞行高度受限这一不足，使飞行器可以有更多发挥、利用的空间。
附图说明
[0016] 图1是本发明变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机的结构示意图。
[0017] 其中：A.前一次燃烧室；B.后一次燃烧室；C.流量调节室；D.主燃烧室1.外壳体；2.内壳体；3.流量调节装置；4.喷管；a.外通道；b.内通道；c.推进剂装填腔体；d.燃气流道。
具体实施方式
[0018] 本发明变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，如图1所示，包括轴向上依次连接的前一次燃烧室A、后一次燃烧室B、流量调节室C和主燃烧室D，所述主燃烧室D还通过进气管道F与外界空气连通，其中一个一次燃烧室内用于装填富氧推进剂，另一个用于装填富燃推进剂，并且，各一次燃烧室内用于对应推进剂的第一次燃烧；流量调节室C内设置为外通道a和内通道b，它们均沿轴向设置，且同轴套设在一起；所述内通道b与前一次燃烧室A和主燃烧室D轴向连通，并且内通道b与前一次燃烧室A是通过后一次燃烧室B相连通；外通道a与后一次燃烧室B和主燃烧室D轴向连通；在不同模态下，流量调节室C内控制通过的富氧推进剂一次燃烧后的气流，以满足不同模态下需要的能量，在需要外界空气进入主燃烧室D时，使主燃烧室D与外界空气相连通，最终气流在主燃烧室D内燃烧，由喷管4喷出，提供飞行器飞行所需的推力。其中，用于富氧推进剂一次燃烧后的气流通过的通道内还设置有流量调节装置3，设定前一次燃烧室A内装填的是富氧推进剂，内通道b内通过的是一次燃烧后的富氧气流。
[0019] 上述前一次燃烧室A内装填推进剂后，沿其中轴线轴向形成一燃气流道d；所述后一次燃烧室B包括中空的外壳体1，所述外壳体1内同轴套设有一中空的内壳体2，两壳体间形成环形的推进剂装填腔体c，内部还用于推进剂的燃烧，其一端封闭，另一端与外通道a相连通；内壳体2的中空腔体与燃气流道d的位置相对应，与燃气流道d和内通道b轴相连通。
[0020] 该流量调节装置3包括设置于内通道b的遮挡板，遮挡板可在其内部纵向伸缩，直至完全阻挡其纵向空间。为实现遮挡板的动作，选用现有技术中的电机和转轴相配合，该转轴与遮挡板相连接，在电机的带动下动作。流量调节装置3也可以选用已有的设备，如申请号为201410753404.8的专利中的电动旋转滑盘阀式固体火箭冲压发动机燃气。
[0021] 上述的变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机的工作方式，该工作方式如下：
[0022] 当处于火箭引射模态时，即飞行器从地面起飞阶段，由于速度达不到要求，进气道的气体流速和压强不足以支撑飞行器在起飞阶段就以冲压发动机的工作模式进行工作。此时进气管道F关闭，富燃推进剂和富氧推进剂先在对应的一次燃烧室中进行一次燃烧，然后分别通过对应的外通道a和内通道b，然后流入主燃烧室D后，两种气流充分混合燃烧，使推进剂能量充分发挥，产生的气体从喷管4中排出，推动飞行器起飞以达到一定的飞行速度和高度。
[0023] 当处于冲压模态时，当飞行器飞行达到一定速度时候，气体流速和压强足以使飞行器采用冲压发动机工作时，流量调节装置3动作，阻挡富氧推进剂一次燃烧后的气流，此时，进气管道F打开，富燃推进剂一次燃烧产生的气流，通过外通道a流入主燃烧室D，空气通过进气管道F也流入主燃烧室D，富燃燃气一次燃烧后的气流与空气中的氧气在主燃烧室D中混合燃烧；产生的气体从喷管4将产生的气体排出，以产生该阶段飞行器飞行所需要的推力。
[0024] 当处于火箭模态时，当飞行器飞到一定高度时，由于空气太稀薄，空气中的氧气不足以令推进剂正常工作燃烧。富燃推进剂和富氧推进剂在对应的一次燃烧室内进行一次燃烧，流量调节装置3动作，使内通道b打开，燃烧后的气流分别通过外通道a和内通道b流入主燃烧室D，与空气中的氧气混合燃烧，从喷管4排出气体，产生在大气层外的飞行器飞行所需要的推力。
[0025] 本发明中富燃推进剂和富氧推进剂独立进行一次燃烧，燃烧温度低，且产生的压力小，对腔体绝热层的压力降低，降低了绝热层设计压力，甚至可以减少绝热层的质量，使火箭达到更好的性能。一次燃烧后，又进行二次补燃，保证了最终却可以获得很高的能量，满足火箭的性能要求。
[0026] 在大气层外，富氧推进剂燃烧，提供富燃推进剂二次燃烧所需的氧气，不再依赖于外界的空气，保证飞行器的飞行高度更高。
[0027] 本发明变模态分级燃烧固体火箭冲压组合发动机，克服了传统冲压发动机飞行高度受限这一不足，使飞行器可以有更多发挥、利用的空间。无论在飞行规避、战术打击等方面都能有很大的发挥、利用和改良的空间。自带氧化剂燃料，不受外界环境条件限制。另外，减少了氧化剂携带可以携带更多燃料。增加工作时长适用于未来超长工时＞1000s的高性能变弹道巡航导弹和未来单级入轨动力。
