2024年8月6日发(作者：普从灵)
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利说明书
(21)申请号 CN2.9
(22)申请日 2019.02.25
(71)申请人 中国人民解放军国防科技大学
地址 410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
(72)发明人 马立坤 赵翔 夏智勋 刘冰 李潮隆 王德全 王林
(74)专利代理机构 长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人 邱轶
(51)
(10)申请公布号 CN 109630315 A
(43)申请公布日 2019.04.16
权利要求说明书 说明书 幅图
(54)发明名称
固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃
气发生器、中心喷注装置
(57)摘要
本发明公开一种固体火箭超燃冲压
发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装
置，所述发动机包括前体、进气道、补燃
室、尾喷管、至少一个燃气发生器、至少
一个导流管，所述燃气发生器呈弧形，具
有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，沿平
行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装
配于补燃室或进气道或尾喷管上，或者置
于前体内部；所述导流管的喷注装置位于
所述补燃室与所述进气道之间，所述喷注
装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端
为掺混增强结构。与现有的固体火箭亚燃
和超然冲压发动机相比，本发明提供的发
动机的空间运用合理，提高了装填比，缩
小了发动机的尺寸，可实现其长程飞行功
能；同时有效降低了发动机的热防护压
力。
法律状态
法律状态公告日
法律状态信息
法律状态
权 利 要 求 说 明 书
1.一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、补燃室、尾喷管、至少一个
燃气发生器、至少一个导流管，其特征在于，
所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体
与内流道的空间间隙将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配
于补燃室或进气道或尾喷管上，或者置于前体内部；
所述导流管，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室与所述
进气道之间，且所述喷注装置与所述补燃室同中心轴线；所述喷注装置的近进气道
端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。
2.如权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生
器的弧度大于0且小于等于2π。
3.如权利要求2所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生
器可沿轴向或周向分段设置。
4.如权利要求3所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，总的所述燃气
发生器容纳腔的腔体体积与固体推进剂的总体积相匹配。
5.如权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述导流管喷
注装置的导流锥的母线与中心轴线的夹角≤45度；所述导流锥的母线线型为直线型
或流线型中的至少一种；
所述掺混增强结构为波瓣型，且波瓣型壁面上设置有至少一个喷注孔；
6.如权利要求5所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述导流管喷
口端的弯曲角度为大于0度，小于等于90度。
述进气道、补燃室和尾喷管依次连接；所述导流管置于所述燃气发生器轴向的一端。
8.一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，其特征在于，所述燃气发生器
呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间
间隙，将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进
气道或尾喷管上。
9.一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，其特征在于，所述喷注装置设置
在导流管喷口端，位于所述补燃室与所述进气道之间，且所述喷注装置的中心轴线
与所述补燃室的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端
为掺混增强结构。
说 明 书
技术领域
本发明涉及固体火箭超燃冲压发动机技术领域，尤其是固体火箭超燃冲压发动机及
弧形燃气发生器、中心喷注装置。
背景技术
固体火箭超燃冲压发动机是高超声速飞行器的动力装置，药柱的结构设计是固体火
箭超燃冲压发动机的关键技术之一。在固体火箭发动机几十年的工程应用中，积累
了大量的相关设计技术。
现有的固体火箭亚燃冲压发动机的装药方式大都将固体推进剂装配在燃气发生器内
部的前侧位置，固体推进剂沿着轴向燃烧并喷射出富燃燃气，随后在补燃室与来流
空气掺混燃烧。由于固体火箭亚燃冲压发动机的工作马赫数不高，一般不超过4，
来流空气经过进气道压缩后会变成亚声速，因此可以将来流空气的喷注设置成旁侧
进气。但是，固体火箭超燃冲压发动机的工作马赫数一般在5以上，为保证发动机
性能，来流空气只能以超声速的方式进入补燃室。基于此，进气道不宜过度弯曲，
否则会产生较大总压损失，一般需要保证进入补燃室的来流空气沿着发动机轴向流
动。为了保证掺混，固体推进剂的喷注需与来流空气流动方向成一定角度。此外，
由于来流空气以超声速进入补燃室，滞留时间短，掺混燃烧时间短，一般为毫秒量
级，因此为保证发动机燃烧效率，固体火箭超燃冲压发动机补燃室的长度需在固体
火箭亚燃冲压发动机补燃室长度的基础有所增加，此时再将所有固体推进剂装配在
补燃室前侧，会使得整个发动机的长径比太大，不利于飞行器的结构布局和控制。
另外，对于固体火箭超燃冲压发动机而言，由于自身不携带液体工质，无法进行再
生冷却，其长时间工作的热防护是一个较大的挑战。对于现有侧壁喷注式的固体火
箭超燃冲压发动机，由于其燃气穿透主流能力有限，高温区集中于壁面附近，增加
了发动机壁面热防护的难题。
发明内容
本发明提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置，用于
克服现有技术中发动机空间运用不合理、装填比低、热防护困难等缺陷，实现发动
机空间的合理运用，提高装填比，以缩小固体火箭超燃冲压发动机的尺寸、实现其
长程飞行功能，并且提升发动机掺混燃烧效率，降低发动机壁面热防护难度。
为实现上述目的，本发明提出一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、
补燃室、尾喷管、至少一个燃气发生器、至少一个导流管；所述燃气发生器呈弧形，
具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间间隙将燃
气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷
管上，或者置于前体内部；
所述导流管，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室与所述
进气道之间，且所述喷注装置与所述补燃室同中心轴线；所述喷注装置的近进气道
端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。
为实现上述目的，本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，
所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体
与内流道的空间间隙，将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装
配于补燃室或进气道或尾喷管上。
为实现上述目的，本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，所
述喷注装置设置在导流管喷口端，位于所述补燃室与所述进气道之间，且所述喷注
装置的中心轴线与所述补燃室的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流
锥，近补燃室端为掺混增强结构。
与现有技术相比，本发明的有益效果有：
1、本发明提供的固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、补燃室、尾喷管、
至少一个燃气发生器、至少一个导流管，所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳
固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间间隙将燃气发生器沿平行
所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷管上。在固体火
箭超燃冲压发动机中，来流空气以超声速进入补燃室，该来流空气与富燃燃气在补
燃室滞留时间短，因此来流空气与富燃燃气掺混燃烧时间短，因此相比于固体火箭
亚燃冲压发动机，固体火箭超燃冲压发动机补燃室的长度需相应增加。而本发明的
固体火箭超燃冲压发动机固体推进剂是装载在所述燃气发生器的容纳腔内，无需像
现有的固体火箭亚燃冲压发动机那样将全部固体推进剂设置在燃气发生器轴向的前
端，这样设计减少了发动机总长度，避免了发动机长径比过大的问题。本发明提供
的燃气发生器的个数可根据需装载的固体推进剂的量来设置单个或多个，同时还根
据发动机结构布局来设置燃气发生器的个数和环绕位置，最大化的利用飞行器内部
空间，提高体积利用率，便于携带更多推进剂，满足长程飞行的要求。
2、本发明提供的固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，燃气发生器产生的一
次富燃燃气通过导流管进入中心喷注装置，由喷注装置近补燃室端的喷口喷出，将
主要燃烧区域限定在远离发动机壁面的中心区域，形成“风包火”的发动机内部流场，
有效降低发动机避免的热防护压力。为实现进一步的掺混增强，喷注装置近补燃室
端设置掺混增强结构，可有效增强发动机一次富燃燃气与来流空气掺混。
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为实施例一提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图；
图2a为实施例一提供的中心喷注装置侧视图；
图2b为实施例一提供的中心喷注装置正视图；
图3为实施例二提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图；
图4a为实施例二提供的中心喷注装置侧视图；
图4b为实施例二提供的中心喷注装置正视图；
图5为实施例三提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图；
图6a为实施例三提供的中心喷注装置侧视图；
图6b为实施例三提供的中心喷注装置正视图；
图7为实施例四提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图。
附图标号说明：1：固体推进剂；2：燃气发生器；3：补燃室；4：进气道；5：尾
喷管；6：导流管；7：前体；8：导流锥；9：掺混增强结构。
本发明目的的实现、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。
本发明提出一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾
喷管5、至少一个燃气发生器2、至少一个导流管6，进行中心喷注；
所述燃气发生器2呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳
体与内流道的空间间隙将燃气发生器2沿平行所述补燃室3轴向方向整体或分段固
定装配于补燃室3或进气道4或尾喷管5上，或者置于前体7内部；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室3与
所述进气道4之间，且所述喷注装置与所述补燃室3同中心轴线；所述喷注装置的
近进气道端为导流锥8，近补燃室端为掺混增强结构9。
进气道4对超声速空气来流进行压缩，被压缩后的来流空气进入补燃室3后依旧是
超声速的，但是相对于未被压缩的空气来流，压缩后的来流空气静温和静压得到提
高，速度下降。固体推进剂1在燃气发生器2内进行单侧端面燃烧，生成高温富燃
燃气，富燃燃气经过燃气发生器喷管导流管6和中心喷注装置(包括导流锥8和掺
混增强结构9)以亚声速或者超声速喷入补燃室3，与经过压缩的超声速来流空气掺
混燃烧，燃烧形成的高温高压气体经过尾喷管5膨胀做功，产生推力。
优选地，所述燃气发生器2的弧度大于0且小于等于2π。
优选地，所述燃气发生器2可沿轴向或周向分段设置；总的所述燃气发生器2容纳
腔的腔体体积与固体推进剂1的总体积相匹配。
所述燃气发生器2的弧度大小、分段设计和数量多少，均是根据需装载的固体推进
剂1的量和发动机结构布局来设置，最大化的利用飞行器内部空间，尽量提高飞行
器的体积利用率。
优选地，所述导流管喷注装置的导流锥8的母线与中心轴线的夹角≤45度；所述导
流锥8的母线线型可成直线型或流线型中的至少一种；设置导流锥8是用于减小中
心喷注装置对整个流场的影响，利于来流空气进入补燃室3，而导流锥8的母线线
型可根据整个发动机构造设计成直线型或流线型，使得中心喷注装置对整个流场的
影响最小。
所述掺混增强结构9为波瓣型，且波瓣型壁面上设置有至少一个喷注孔；所述喷注
孔呈任意几何形状，如圆形、方形、菱形等；所述喷射孔个数及尺寸取决于所需喷
注流量及掺混效果，通过改变喷射孔尺寸、数目及几何形状来控制掺混燃烧效率。
优选地，所述导流管喷口端的弯曲角度为大于0度，小于等于90度。可通过设计
所述导流管6喷口端的弯曲角度，实现富燃燃气以不同角度喷注进入补燃室3，以
利于富燃燃气与来流空气更好的混掺。
所述导流管6的设置数量根据所述燃气发生器2的数量和大小来设置，以保证燃气
发生器2中产生的富燃燃气尽可能的完全通过导流管6喷注进入补燃室3。
导流管6的喉径大小设置可控制燃气发生器2内部的压力，进而控制所述燃气发生
器2内燃烧产生的富燃燃气以亚声速或者超声速进入补燃室3。
进入补燃室3的富燃燃气的作用有：1)富燃燃气与来流空气掺混燃烧，将化学能转
化为热能，进一步在尾喷管5中膨胀做功，将热能转化为机械能，为发动机提供推
力；2)富燃燃气作为扰动源，增强燃气中气相和颗粒相与超声速来流空气的掺混，
稳定燃烧；3)富燃燃气作为高温点火源，引燃可燃燃气与颗粒相。
优选地，所述进气道4、补燃室3和尾喷管5依次连接；所述导流管6置于所述燃
气发生器2轴向的一端。
本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，所述燃气发生器2
呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间
间隙，将燃气发生器2沿平行所述补燃室3轴向方向整体或分段固定装配于补燃室
3或进气道4或尾喷管5上。
本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，所述喷注装置设置在
导流管6喷口端，位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中心
轴线与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，近
补燃室端为掺混增强结构9。
本发明的固体火箭超燃冲压发动机固体推进剂1是装载在所述燃气发生器2的容纳
腔内，无需像现有的固体火箭亚燃冲压发动机那样将全部固体推进剂1设置在燃气
发生器2轴向的前端，这样设计减少了发动机总长度，避免了发动机长径比过大的
问题。
本发明提供的燃气发生器2的个数可根据需装载的固体推进剂1的量来设置单个或
多个，同时还根据发动机结构布局来设置燃气发生器2的个数和环绕位置，最大化
的利用飞行器内部空间，提高体积利用率，便于携带更多推进剂，满足长程飞行的
要求。
此外，本发明提供的中心喷注装置，增强了富燃燃气与来流空气的掺混，同时将高
温燃烧气限定在远离壁面的中心区域，显著降低了发动机壁面热防护难度。
实施例一
请参照图1，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、一个
弧度为2π且固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2、四个呈中心对称设置在所述
燃气发生器2轴向上近进气道4端的导流管6；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，所述容纳腔的
大小能够完全装载所需固体推进剂1的量；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置，所述喷口端垂直来流空气流动方向
设置；所述喷注装置位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中
心轴线与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，
近补燃室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的直线型母线与中心轴线的夹角为30度；所述喷射孔设置4个，均
为圆形，如图2a、图2b所示。
实施例二
请参照图3，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、三个
弧度为2π且分别固定环绕在补燃室3、进气道4、尾喷管5上的燃气发生器2，每
个燃气发生器2轴向上的近进气道4端设置两个导流管6，两个所述导流管6在端
面上呈中心对称分布；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，三个所述容纳
腔的总体积能够完全装载所需固体推进剂1的量；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置，固定环绕在补燃室3上的燃气发生
器2上的导流管6的喷口端垂直来流空气流动方向设置，固定环绕在进气道4上的
燃气发生器2上的导流管6的喷口端与来流空气流动方向呈45度夹角设置，固定
环绕在尾喷管5上的燃气发生器2上的导流管6的喷口端与来流空气流动方向呈
60度夹角设置。
所述喷注装置位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中心轴线
与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，近补燃
室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的直线型母线与中心轴线的夹角为30度；所述导流锥8的母线线型
为直线型+流线型；所述喷射孔设置2个，均为菱形，如图4a、图4b所示。
实施例三
请参照图5，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、两个
弧度为2π且分别固定安装在前体7内部和固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2；
前体7内部的燃气发生器2只设置一个导流管6，且导流管6设置在燃气发生器2
近进气道4端，其喷口端平行来流空气流动方向，使得富燃燃气进入补燃室3后与
来流空气平行；固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2设置四个导流管6，且四个
导流管6呈中心对称分布于燃气发生器2近进气道4端，其喷口端垂直来流空气流
动方向，使得富燃燃气垂直于进入补燃室3的来流空气流动方向；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，两个所述容纳
腔的总体积能够完全装载所需固体推进剂1的量；
固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2设置的四个所述导流管6，包括设置在喷口
端的喷注装置，所述喷口端垂直来流空气流动方向设置；所述喷注装置位于所述补
燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中心轴线与所述补燃室3的中心轴
线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，近补燃室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的流线型母线与中心轴线的夹角为15度；所述喷射孔设置4个，均
为圆形，如图6a、图6b所示。
实施例四
请参照图7，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、一个
弧度为π且固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2、一个设置在所述燃气发生器2
轴向上近进气道4端的导流管6；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，所述容纳腔的
大小能够完全装载所需固体推进剂1的量；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置，所述喷口端垂直来流空气流动方向
设置；所述喷注装置位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中
心轴线与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，
近补燃室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的直线型母线与中心轴线的夹角为30度；所述喷射孔设置4个，均
为圆形。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发
明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间
接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。
2024年8月6日发(作者：普从灵)
(19)中华人民共和国国家知识产权局
(12)发明专利说明书
(21)申请号 CN2.9
(22)申请日 2019.02.25
(71)申请人 中国人民解放军国防科技大学
地址 410073 湖南省长沙市开福区德雅路109号
(72)发明人 马立坤 赵翔 夏智勋 刘冰 李潮隆 王德全 王林
(74)专利代理机构 长沙国科天河知识产权代理有限公司
代理人 邱轶
(51)
(10)申请公布号 CN 109630315 A
(43)申请公布日 2019.04.16
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固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃
气发生器、中心喷注装置
(57)摘要
本发明公开一种固体火箭超燃冲压
发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装
置，所述发动机包括前体、进气道、补燃
室、尾喷管、至少一个燃气发生器、至少
一个导流管，所述燃气发生器呈弧形，具
有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，沿平
行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装
配于补燃室或进气道或尾喷管上，或者置
于前体内部；所述导流管的喷注装置位于
所述补燃室与所述进气道之间，所述喷注
装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端
为掺混增强结构。与现有的固体火箭亚燃
和超然冲压发动机相比，本发明提供的发
动机的空间运用合理，提高了装填比，缩
小了发动机的尺寸，可实现其长程飞行功
能；同时有效降低了发动机的热防护压
力。
法律状态
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法律状态
权 利 要 求 说 明 书
1.一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、补燃室、尾喷管、至少一个
燃气发生器、至少一个导流管，其特征在于，
所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体
与内流道的空间间隙将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配
于补燃室或进气道或尾喷管上，或者置于前体内部；
所述导流管，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室与所述
进气道之间，且所述喷注装置与所述补燃室同中心轴线；所述喷注装置的近进气道
端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。
2.如权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生
器的弧度大于0且小于等于2π。
3.如权利要求2所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述燃气发生
器可沿轴向或周向分段设置。
4.如权利要求3所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，总的所述燃气
发生器容纳腔的腔体体积与固体推进剂的总体积相匹配。
5.如权利要求1所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述导流管喷
注装置的导流锥的母线与中心轴线的夹角≤45度；所述导流锥的母线线型为直线型
或流线型中的至少一种；
所述掺混增强结构为波瓣型，且波瓣型壁面上设置有至少一个喷注孔；
6.如权利要求5所述的一种固体火箭超燃冲压发动机，其特征在于，所述导流管喷
口端的弯曲角度为大于0度，小于等于90度。
述进气道、补燃室和尾喷管依次连接；所述导流管置于所述燃气发生器轴向的一端。
8.一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，其特征在于，所述燃气发生器
呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间
间隙，将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进
气道或尾喷管上。
9.一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，其特征在于，所述喷注装置设置
在导流管喷口端，位于所述补燃室与所述进气道之间，且所述喷注装置的中心轴线
与所述补燃室的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥，近补燃室端
为掺混增强结构。
说 明 书
技术领域
本发明涉及固体火箭超燃冲压发动机技术领域，尤其是固体火箭超燃冲压发动机及
弧形燃气发生器、中心喷注装置。
背景技术
固体火箭超燃冲压发动机是高超声速飞行器的动力装置，药柱的结构设计是固体火
箭超燃冲压发动机的关键技术之一。在固体火箭发动机几十年的工程应用中，积累
了大量的相关设计技术。
现有的固体火箭亚燃冲压发动机的装药方式大都将固体推进剂装配在燃气发生器内
部的前侧位置，固体推进剂沿着轴向燃烧并喷射出富燃燃气，随后在补燃室与来流
空气掺混燃烧。由于固体火箭亚燃冲压发动机的工作马赫数不高，一般不超过4，
来流空气经过进气道压缩后会变成亚声速，因此可以将来流空气的喷注设置成旁侧
进气。但是，固体火箭超燃冲压发动机的工作马赫数一般在5以上，为保证发动机
性能，来流空气只能以超声速的方式进入补燃室。基于此，进气道不宜过度弯曲，
否则会产生较大总压损失，一般需要保证进入补燃室的来流空气沿着发动机轴向流
动。为了保证掺混，固体推进剂的喷注需与来流空气流动方向成一定角度。此外，
由于来流空气以超声速进入补燃室，滞留时间短，掺混燃烧时间短，一般为毫秒量
级，因此为保证发动机燃烧效率，固体火箭超燃冲压发动机补燃室的长度需在固体
火箭亚燃冲压发动机补燃室长度的基础有所增加，此时再将所有固体推进剂装配在
补燃室前侧，会使得整个发动机的长径比太大，不利于飞行器的结构布局和控制。
另外，对于固体火箭超燃冲压发动机而言，由于自身不携带液体工质，无法进行再
生冷却，其长时间工作的热防护是一个较大的挑战。对于现有侧壁喷注式的固体火
箭超燃冲压发动机，由于其燃气穿透主流能力有限，高温区集中于壁面附近，增加
了发动机壁面热防护的难题。
发明内容
本发明提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置，用于
克服现有技术中发动机空间运用不合理、装填比低、热防护困难等缺陷，实现发动
机空间的合理运用，提高装填比，以缩小固体火箭超燃冲压发动机的尺寸、实现其
长程飞行功能，并且提升发动机掺混燃烧效率，降低发动机壁面热防护难度。
为实现上述目的，本发明提出一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、
补燃室、尾喷管、至少一个燃气发生器、至少一个导流管；所述燃气发生器呈弧形，
具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间间隙将燃
气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷
管上，或者置于前体内部；
所述导流管，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室与所述
进气道之间，且所述喷注装置与所述补燃室同中心轴线；所述喷注装置的近进气道
端为导流锥，近补燃室端为掺混增强结构。
为实现上述目的，本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，
所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体
与内流道的空间间隙，将燃气发生器沿平行所述补燃室轴向方向整体或分段固定装
配于补燃室或进气道或尾喷管上。
为实现上述目的，本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，所
述喷注装置设置在导流管喷口端，位于所述补燃室与所述进气道之间，且所述喷注
装置的中心轴线与所述补燃室的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流
锥，近补燃室端为掺混增强结构。
与现有技术相比，本发明的有益效果有：
1、本发明提供的固体火箭超燃冲压发动机，包括前体、进气道、补燃室、尾喷管、
至少一个燃气发生器、至少一个导流管，所述燃气发生器呈弧形，具有一个能容纳
固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间间隙将燃气发生器沿平行
所述补燃室轴向方向整体或分段固定装配于补燃室或进气道或尾喷管上。在固体火
箭超燃冲压发动机中，来流空气以超声速进入补燃室，该来流空气与富燃燃气在补
燃室滞留时间短，因此来流空气与富燃燃气掺混燃烧时间短，因此相比于固体火箭
亚燃冲压发动机，固体火箭超燃冲压发动机补燃室的长度需相应增加。而本发明的
固体火箭超燃冲压发动机固体推进剂是装载在所述燃气发生器的容纳腔内，无需像
现有的固体火箭亚燃冲压发动机那样将全部固体推进剂设置在燃气发生器轴向的前
端，这样设计减少了发动机总长度，避免了发动机长径比过大的问题。本发明提供
的燃气发生器的个数可根据需装载的固体推进剂的量来设置单个或多个，同时还根
据发动机结构布局来设置燃气发生器的个数和环绕位置，最大化的利用飞行器内部
空间，提高体积利用率，便于携带更多推进剂，满足长程飞行的要求。
2、本发明提供的固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，燃气发生器产生的一
次富燃燃气通过导流管进入中心喷注装置，由喷注装置近补燃室端的喷口喷出，将
主要燃烧区域限定在远离发动机壁面的中心区域，形成“风包火”的发动机内部流场，
有效降低发动机避免的热防护压力。为实现进一步的掺混增强，喷注装置近补燃室
端设置掺混增强结构，可有效增强发动机一次富燃燃气与来流空气掺混。
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为实施例一提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图；
图2a为实施例一提供的中心喷注装置侧视图；
图2b为实施例一提供的中心喷注装置正视图；
图3为实施例二提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图；
图4a为实施例二提供的中心喷注装置侧视图；
图4b为实施例二提供的中心喷注装置正视图；
图5为实施例三提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图；
图6a为实施例三提供的中心喷注装置侧视图；
图6b为实施例三提供的中心喷注装置正视图；
图7为实施例四提供的固体火箭超燃冲压发动机示意图。
附图标号说明：1：固体推进剂；2：燃气发生器；3：补燃室；4：进气道；5：尾
喷管；6：导流管；7：前体；8：导流锥；9：掺混增强结构。
本发明目的的实现、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。
本发明提出一种固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾
喷管5、至少一个燃气发生器2、至少一个导流管6，进行中心喷注；
所述燃气发生器2呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳
体与内流道的空间间隙将燃气发生器2沿平行所述补燃室3轴向方向整体或分段固
定装配于补燃室3或进气道4或尾喷管5上，或者置于前体7内部；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置；所述喷注装置位于所述补燃室3与
所述进气道4之间，且所述喷注装置与所述补燃室3同中心轴线；所述喷注装置的
近进气道端为导流锥8，近补燃室端为掺混增强结构9。
进气道4对超声速空气来流进行压缩，被压缩后的来流空气进入补燃室3后依旧是
超声速的，但是相对于未被压缩的空气来流，压缩后的来流空气静温和静压得到提
高，速度下降。固体推进剂1在燃气发生器2内进行单侧端面燃烧，生成高温富燃
燃气，富燃燃气经过燃气发生器喷管导流管6和中心喷注装置(包括导流锥8和掺
混增强结构9)以亚声速或者超声速喷入补燃室3，与经过压缩的超声速来流空气掺
混燃烧，燃烧形成的高温高压气体经过尾喷管5膨胀做功，产生推力。
优选地，所述燃气发生器2的弧度大于0且小于等于2π。
优选地，所述燃气发生器2可沿轴向或周向分段设置；总的所述燃气发生器2容纳
腔的腔体体积与固体推进剂1的总体积相匹配。
所述燃气发生器2的弧度大小、分段设计和数量多少，均是根据需装载的固体推进
剂1的量和发动机结构布局来设置，最大化的利用飞行器内部空间，尽量提高飞行
器的体积利用率。
优选地，所述导流管喷注装置的导流锥8的母线与中心轴线的夹角≤45度；所述导
流锥8的母线线型可成直线型或流线型中的至少一种；设置导流锥8是用于减小中
心喷注装置对整个流场的影响，利于来流空气进入补燃室3，而导流锥8的母线线
型可根据整个发动机构造设计成直线型或流线型，使得中心喷注装置对整个流场的
影响最小。
所述掺混增强结构9为波瓣型，且波瓣型壁面上设置有至少一个喷注孔；所述喷注
孔呈任意几何形状，如圆形、方形、菱形等；所述喷射孔个数及尺寸取决于所需喷
注流量及掺混效果，通过改变喷射孔尺寸、数目及几何形状来控制掺混燃烧效率。
优选地，所述导流管喷口端的弯曲角度为大于0度，小于等于90度。可通过设计
所述导流管6喷口端的弯曲角度，实现富燃燃气以不同角度喷注进入补燃室3，以
利于富燃燃气与来流空气更好的混掺。
所述导流管6的设置数量根据所述燃气发生器2的数量和大小来设置，以保证燃气
发生器2中产生的富燃燃气尽可能的完全通过导流管6喷注进入补燃室3。
导流管6的喉径大小设置可控制燃气发生器2内部的压力，进而控制所述燃气发生
器2内燃烧产生的富燃燃气以亚声速或者超声速进入补燃室3。
进入补燃室3的富燃燃气的作用有：1)富燃燃气与来流空气掺混燃烧，将化学能转
化为热能，进一步在尾喷管5中膨胀做功，将热能转化为机械能，为发动机提供推
力；2)富燃燃气作为扰动源，增强燃气中气相和颗粒相与超声速来流空气的掺混，
稳定燃烧；3)富燃燃气作为高温点火源，引燃可燃燃气与颗粒相。
优选地，所述进气道4、补燃室3和尾喷管5依次连接；所述导流管6置于所述燃
气发生器2轴向的一端。
本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的弧形燃气发生器，所述燃气发生器2
呈弧形，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，利用飞行器外壳体与内流道的空间
间隙，将燃气发生器2沿平行所述补燃室3轴向方向整体或分段固定装配于补燃室
3或进气道4或尾喷管5上。
本发明还提出一种固体火箭超燃冲压发动机的中心喷注装置，所述喷注装置设置在
导流管6喷口端，位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中心
轴线与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，近
补燃室端为掺混增强结构9。
本发明的固体火箭超燃冲压发动机固体推进剂1是装载在所述燃气发生器2的容纳
腔内，无需像现有的固体火箭亚燃冲压发动机那样将全部固体推进剂1设置在燃气
发生器2轴向的前端，这样设计减少了发动机总长度，避免了发动机长径比过大的
问题。
本发明提供的燃气发生器2的个数可根据需装载的固体推进剂1的量来设置单个或
多个，同时还根据发动机结构布局来设置燃气发生器2的个数和环绕位置，最大化
的利用飞行器内部空间，提高体积利用率，便于携带更多推进剂，满足长程飞行的
要求。
此外，本发明提供的中心喷注装置，增强了富燃燃气与来流空气的掺混，同时将高
温燃烧气限定在远离壁面的中心区域，显著降低了发动机壁面热防护难度。
实施例一
请参照图1，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、一个
弧度为2π且固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2、四个呈中心对称设置在所述
燃气发生器2轴向上近进气道4端的导流管6；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，所述容纳腔的
大小能够完全装载所需固体推进剂1的量；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置，所述喷口端垂直来流空气流动方向
设置；所述喷注装置位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中
心轴线与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，
近补燃室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的直线型母线与中心轴线的夹角为30度；所述喷射孔设置4个，均
为圆形，如图2a、图2b所示。
实施例二
请参照图3，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、三个
弧度为2π且分别固定环绕在补燃室3、进气道4、尾喷管5上的燃气发生器2，每
个燃气发生器2轴向上的近进气道4端设置两个导流管6，两个所述导流管6在端
面上呈中心对称分布；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，三个所述容纳
腔的总体积能够完全装载所需固体推进剂1的量；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置，固定环绕在补燃室3上的燃气发生
器2上的导流管6的喷口端垂直来流空气流动方向设置，固定环绕在进气道4上的
燃气发生器2上的导流管6的喷口端与来流空气流动方向呈45度夹角设置，固定
环绕在尾喷管5上的燃气发生器2上的导流管6的喷口端与来流空气流动方向呈
60度夹角设置。
所述喷注装置位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中心轴线
与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，近补燃
室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的直线型母线与中心轴线的夹角为30度；所述导流锥8的母线线型
为直线型+流线型；所述喷射孔设置2个，均为菱形，如图4a、图4b所示。
实施例三
请参照图5，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、两个
弧度为2π且分别固定安装在前体7内部和固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2；
前体7内部的燃气发生器2只设置一个导流管6，且导流管6设置在燃气发生器2
近进气道4端，其喷口端平行来流空气流动方向，使得富燃燃气进入补燃室3后与
来流空气平行；固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2设置四个导流管6，且四个
导流管6呈中心对称分布于燃气发生器2近进气道4端，其喷口端垂直来流空气流
动方向，使得富燃燃气垂直于进入补燃室3的来流空气流动方向；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，两个所述容纳
腔的总体积能够完全装载所需固体推进剂1的量；
固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2设置的四个所述导流管6，包括设置在喷口
端的喷注装置，所述喷口端垂直来流空气流动方向设置；所述喷注装置位于所述补
燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中心轴线与所述补燃室3的中心轴
线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，近补燃室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的流线型母线与中心轴线的夹角为15度；所述喷射孔设置4个，均
为圆形，如图6a、图6b所示。
实施例四
请参照图7，本实施例提供一种固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心
喷注装置，
所述固体火箭超燃冲压发动机，包括前体7、进气道4、补燃室3、尾喷管5、一个
弧度为π且固定环绕在补燃室3上的燃气发生器2、一个设置在所述燃气发生器2
轴向上近进气道4端的导流管6；
所述燃气发生器2呈圆筒状，具有一个能容纳固体推进剂的容纳腔，所述容纳腔的
大小能够完全装载所需固体推进剂1的量；
所述导流管6，包括设置在喷口端的喷注装置，所述喷口端垂直来流空气流动方向
设置；所述喷注装置位于所述补燃室3与所述进气道4之间，且所述喷注装置的中
心轴线与所述补燃室3的中心轴线重叠；所述喷注装置的近进气道端为导流锥8，
近补燃室端为掺混增强结构9。
所述导流锥8的直线型母线与中心轴线的夹角为30度；所述喷射孔设置4个，均
为圆形。
以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发
明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间
接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。