技术摘要：
本发明提供一种中等尺度火箭基组合循环发动机，包括进气道、支板火箭、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、燃料喷注孔和第二火箭单元，进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和尾喷管依序连接，气流由进气道流入经由隔离段、第一级燃烧  全部
背景技术：
火箭基组合循环(Rocket-Based  Combined  Cycle，缩写为RBCC)发动机将高推重 比的火箭发动机以及高比冲的吸气式冲压发动机有机集成于同一流道内，可兼容引射、亚 燃、超燃以及纯火箭模态，实现宽速域和大空域的高性能工作。如何保证同一台发动机在如 此宽的马赫数范围内实现各个模态的良好工作，以及不同模态间的平稳过渡，是决定RBCC 发动机能否成功的关键。这其中，RBCC发动机采用的构型和工作方式又起到决定性的作用。 尤其是如何保证火箭布局与冲压发动机流道布局以及燃烧室燃烧组织策略等的合理匹配 是研究中的关键技术所在。 目前，常用的RBCC发动机结构方案为“可变几何进气道 中置/侧置火箭或液体燃 料喷注 固定几何第二级燃烧室 可变几何尾喷管”，且多针对小尺度(进气道捕获面积小于 0.1m2)的原理级方案或样机开展相关研究。对于进气道捕获面积介于0.2m2到0.4m2的中等 尺度RBCC发动机，燃烧室的燃料喷注穿透深度有限并且燃烧组织难度相对较大。为了解决 这些问题，提高发动机的燃烧效率，本发明采用了壁面喷注与中心支板喷注结合的二次燃 料喷注方式，并在中心支板燃料喷孔周围辅以等离子体发生器增强燃料的雾化和掺混燃 烧。同时，在发动机内设置二级火箭，两级置于不同位置的火箭配合工作，分别针对性地用 于空气的高效引射抽吸和热力壅塞的有效形成，从而达到提升RBCC发动机工作性能的目 的。
技术实现要素：
有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是：提供一种可通过设置壁面喷注与中心 支板喷注结合并设置二级火箭来提高发动机宽飞行域工作性能的中等尺度中等尺度火箭 基组合循环发动机。 为实现上述目的，本发明提供一种中等尺度火箭基组合循环发动机，包括：进气 道、支板火箭、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、燃料喷注孔和 第二火箭单元，其中： 所述进气道、所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室和所述尾喷管依 序连接，气流由所述进气道流入，经由所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室 后由所述尾喷管向外排放； 所述第一火箭单元设置于所述隔离段与所述第一级燃烧室的连接处，所述燃料喷 注孔设置于所述第一级燃烧室与所述第二级燃烧室的连接处，所述第二火箭单元设置于所 述第二级燃烧室和所述尾喷管的连接处； 所述第一级燃烧室为圆柱状，所述第一级燃烧室沿其轴线方向上的竖直截面的外 3 CN 111594346 A 说　明　书 2/5 页 径尺寸相同，所述第一级燃烧室用于完成引射模态下火箭射流与引射空气之间的快速掺混 以及超燃模态下的高效燃烧； 所述尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由所述尾喷管提高所流出的气流流 速； 所述支板火箭置于所述隔离段内的中心支板上，所述中心支板上还设置等离子体 生成体和支板燃料喷注点，所述等离子体生成体环绕于所述支板火箭的外围所布设，所述 支板燃料喷注点环绕于所述等离子体生成体的外围所布设。 进一步地，所述进气道、所述隔离段、所述第一级燃烧室、所述第二级燃烧室和所 述尾喷管之间通过法兰连接或焊接连接。 进一步地，所述进气道为变结构进气道。 进一步地，所述支板火箭喷管方向与进气道内气流方向平行。 进一步地，所述第一火箭单元用于将气流由所述进气道向所述第一级燃烧室或所 述第二级燃烧室内引入。 进一步地所述燃料喷注孔用于为所述第一级燃烧室和所述第二级燃烧室提供燃 气。 进一步地，所述第一火箭单元、第二火箭单元为液体燃料火箭。 进一步地，所述第二级燃烧室的顶壁面沿气流喷射方向上的斜度的范围为(1: 14)-(1:10)。 进一步地，所述进气道的捕获面积的范围为0.2～0.4m2。 与相关技术相比，本发明提供一种中等尺度火箭基组合循环发动机，包括进气道、 支板火箭、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室、尾喷管、第一火箭单元、燃料喷注孔和第 二火箭单元，进气道、隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室和尾喷管依序连接，支板火箭置 于进气道内支板上，气流由进气道流入经由隔离段、第一级燃烧室、第二级燃烧室后由尾喷 管向外排放；进气道用于将自进气道所流入的气流进行减速和增压；支板火箭及其支板上 的等离子体生成器和支板燃料喷注点用于提高来流的掺混燃烧效率并提供一部分燃料；隔 离段将进气道与第一级燃烧室进行稳定隔离布设，容纳燃烧室压力作用下形成的预燃激波 串，防止气流在进气段发生较大气流波动进而影响燃烧效率，提高进气道与火箭机组单元 的匹配稳定性；第一级燃烧室为圆柱状，第一级燃烧室沿其轴线方向上的竖直截面的外径 尺寸相同或有较小角度逐渐增加；第二级燃烧室的顶壁面沿气流喷射方向上的斜度的范围 为(1:14)-(1:10)；尾喷管沿气流的流出的方向呈扩口状，由尾喷管提高所流出的气流流 速。 附图说明 图1为本发明实施例中中等尺度火箭基组合循环发动机在引射模态的沿竖直方向 的截面示意图； 图2为本发明实施例中中等尺度火箭基组合循环发动机在亚燃/超燃模态的沿竖 直方向的截面示意图； 图3为本发明实施例中中等尺度火箭基组合循环发动机的结构示意图。 图4为本发明实施例中中等尺度火箭基组合循环发动机进气道、支板火箭和隔离 4 CN 111594346 A 说　明　书 3/5 页 段的结构示意图。 图5为本发明实施例中中等尺度火箭基组合循环发动机支板火箭出口截面图。