CN110594037A - 一体化引射火箭发动机组件及其发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种一体化引射火箭发动机组件，冲压进气道、三支板以及引射火箭，所述三支板分别为氧化剂支板、燃料支板、测压线路板；所述三支板将引射火箭吊挂于冲压进气道内。本发明还提供火箭基组合循环发动机。本发明能够减小结构尺寸，从而减小对空气来流的影响。

Description

一体化引射火箭发动机组件及其发动机

技术领域

本发明属于火箭基组合循环(RBCC)发动机领域，涉及一种小尺寸一体化引射火箭发动机组件及其发动机。本发明的一体化引射火箭发动机，主要适用对象为火箭基组合循环(Rocket Based Combined Cycle，RBCC)发动机中使用气氧/燃料的引射火箭发动机。

背景技术

随着各国对航天领域的不断探索，火箭基组合循环(RBCC)发动机凭借可重复使用、成本低等优势，成为最有可能应用于未来天地往返推进***之一。RBCC发动机主要由冲压进气道、引射火箭、冲压补燃室、尾喷管等组成；其中引射火箭是火箭基组合循环发动机的重要部件，在引射模态下是发动机推力的主要来源。

目前，各国针对不同的任务需求，设计了不同的RBCC构型方案：Strutjet发动机和ISTAR发动机采用矩形的内流道，其中引射火箭布置于燃烧室中部流道中心；日本JAXA-RBCC发动机采用矩形截面内流道，其中引射火箭发动机布置于隔离段出口顶壁；国内西安航天动力研究所提出一种火箭前置中心布局的RBCC发动机内流道专利，其进气道设计为曲面圆弧；中国人民解放军国防科技大学提出一种应用于火箭基组合循环发动机的中心布局引射火箭，其采用塞式尾喷管提高冲压模态下引射火箭尾喷管底部压力，减小底阻，减小了总压损失。

上述不同的RBCC构型方案中，引射火箭布置于隔离段出口顶壁的方案，一次流和二次流之间掺混较差；引射火箭布置于燃烧室中心的方案，没有考虑引射火箭布置在冲压进气道中对空气来流的影响。同时，以上各方案都没有从试验层次提出模块安装，以方便随时更换构型进行试验的思想。

发明内容

本发明的目的是提供一种一体化引射火箭发动机组件，能够减小结构尺寸，从而减小对空气来流的影响。

本发明采用的技术方案为：

本发明的一方面提供一种一体化引射火箭发动机组件，冲压进气道、三支板以及引射火箭，所述三支板分别为氧化剂支板、燃料支板、测压线路板；所述三支板将引射火箭吊挂于冲压进气道内；

所述引射火箭包括头部和推力室，所述头部包括点火器，所述点火器外侧设置有与所述点火器相配合的配合件，所述配合件的外侧设置有头部夹壁，所述头部夹壁沿空气来流方向的前端与所述配合件相互围合形成燃料集液腔，且所述头部夹壁与配合件之间形成燃料喷嘴，所述燃料喷嘴与燃料集液腔相联通；

所述头部夹壁沿空气来流方向的后端设置有喷嘴构件，所述头部夹壁与喷嘴构件相互围合形成氧化剂集液腔，且喷嘴构件上设置有氧化剂喷嘴，所述氧化剂喷嘴与氧化剂集液腔相联通；所述头部夹壁外端设置有头部外套，且所述配合件与喷嘴构件设置于所述头部外套内；

所述氧化剂支板包括氧化剂支板本体，所述氧化剂支板本体内设置有氧化剂管路；

所述燃料支板包括燃料支板本体，所述燃料支板本体；

所述测压线路板包括测压线路板本体，所述测压线路板本体内设置有测压管路和线路管路。

优选的，所述推力室包括推力室前壁、等直段、喉部以及尾喷管外套构件，所述等直段设于所述推力室前壁与喉部之间；

所述尾喷管外套构件包括尾喷管和推力室外套，所述尾喷管设于喉部后端，所述推力室外套设于所述等直段外端，且尾喷管和推力室外套为一体成型设置。

优选的，所述配合件包括主体部、沿主体部向前端延伸的延伸部、以及沿主体部向后端延伸的螺纹部；

所述延伸部上设置有配合件定位销，所述主体部外表面设置有配合件肋条，所述螺纹部内设置有螺纹孔；

所述点火器与螺纹孔相互配合。

优选的，所述头部夹壁包括夹壁本体，所述夹壁本体上设置有燃料孔和氧化剂孔，所述燃料孔和氧化剂孔分别与燃料管路和氧化剂管路相联通；

所述夹壁本体前端设置有与配合件定位销相配合的夹壁定位孔，夹壁本体后端设置有夹壁定位槽。

优选的，所述喷嘴构件包括喷嘴构件本体以及沿喷嘴构件本体向后端延伸的凸部，所述喷嘴构件本体内壁设置有若干个环缝肋条，形成若干气膜冷却环缝，所述喷嘴构件本体上设置有与夹壁定位槽相配合的喷嘴定位条，所述凸部上设置有推力室定位销。

优选的，所述推力室前壁前端面设置有固定件和前壁定位销，所述推力室前壁内壁设置有安装槽和测压孔，所述安装槽与凸部相配合；

所述安装槽处设置有与推力室定位销相配合的前壁定位槽。

优选的，所述冲压进气道上设置有氧化剂支板孔、燃料支板孔以及测压线路板孔。

所述氧化剂支板上设置有与氧化剂支板孔相配合的氧化剂支板凸台，所述燃料支板上设置有与燃料支板孔相配合的氧化剂支板凸台，所述测压线路板上设置有与测压线路板孔相配合的测压线路板凸台。

优选的，所述氧化剂支板凸台上设置有氧化剂接头，所述燃料支板凸台上设置有燃料接头；

所述氧化剂接头贯穿氧化剂支板凸台并与氧化剂管路联通，所述燃料接头贯穿燃料支板凸台并与燃料管路联通；

所述测压管路和线路管路贯通测压线路板凸台。

优选的，所述冲压进气道与氧化剂支板、燃料支板、以及测压线路板之间形成间隙。

本发明的一方面提供一种火箭基组合循环发动机，包括上述所述的发动机组件。

本发明的有益效果在于：

1、本发明提供一种一体化引射火箭发动机组件，能够减小结构尺寸，从而减小对空气来流的影响。

2、本发明实施例中，支板和燃料输送路、以及氧化剂输送路一体成型，相对于支板和管路分开设计方法，这可以减少支板厚度，从而减小支板对空气来流的阻塞作用；引射火箭各零件之间采用焊接连接，避免采用螺栓连接中的法兰盘，减小了引射火箭的外径，减小引射火箭对空气的堵塞作用；从整体上提高引射火箭的引射能力。

3、本发明实施例中，等直段采用紫铜、喉部采用钨渗铜的被动热防护方式，仿真结果显示在大流量工况，喉部温度为1950K,远小于钨渗铜的耐温能力（大于3000K）,同时可以正常工作20s；考虑紫铜不利于焊接，因此推力室前端（推力室前壁）采用耐高温合金钢，合金钢主要位于氧化剂撞击点前端，保证燃烧火焰位于紫铜材料部位。

4、本发明实施例中，喷嘴构件设计为直流自击式，火花塞点火器放置于头部中心，和离心式喷嘴比较，该方案可减小引射火箭头部外径，更有利于设计小尺寸火箭发动机。

5、本发明实施例中，采用气膜冷却的方式对燃烧室壁面进行冷却，其中气膜缝设置为三条环缝（气膜冷却环缝），相比较于普通的气膜孔，减小了气膜盲区，也减小了高温热流对喷嘴壁面的烧蚀作用；相比较于倾斜喷嘴，这样的环缝也更有利于加工。

6、本发明实施例中，考虑焊接过程中零件受热不均匀导致零件晃荡，造成燃料喷嘴的下游部堵塞，特地设计了配合件肋条，保证安装过程燃料喷嘴的精确尺寸。

7、本发明实施例中，为保证各零件的精确快速安装，在各零件的主体部位，都设置了定位销，保证安装过程可以精确定位、快速安装。

8、本发明实施例中，冲压进气道、三支板以及引射火箭通过焊接形成一个整体模块，形成本发明实施例的一体化引射火箭发动机组件，利用冲压壁面法兰将该发动机组件和前后流道（附图未示出）进行连接，这样方便根据不同的试验工况，更改试验部件进行试验。

附图说明

图 1 是本发明实施例提供的一种一体化引射火箭发动机组件立体结构示意图；

图 2 是图1沿氧化剂支板轴面剖面示意图；

图 3 是图2中 A 处局部放大示意图；

图 4 是图1沿燃料支板轴面剖面示意图；

图 5 是图1沿测压线路板轴面剖面示意图；

图 6 是本发明实施例中喷嘴构件结构示意图；

图 7 是本发明实施例中头部夹壁结构示意图；

图 8 是本发明实施例中配合件结构示意图；

图 9 是本发明实施例中推力室结构示意图；

图 10 是本发明实施例中冲压进气道结构示意图；

图11是本发明实施例中配合件、头部夹壁、喷嘴构件配合结构示意图；

图12是本发明实施例中头部结构示意图。

1—冲压进气道；11—氧化剂支板孔；12—燃料支板孔；13—测压线路板孔；14冲压壁面法兰；

2—氧化剂支板；20— 氧化剂支板本体；21—氧化剂管路；22—氧化剂支板凸台；

3—燃料支板；30—燃料支板本体；31—燃料管路；32—燃料支板凸台；

4—测压线路板；40—测压线路板本体；41—测压管路；42—测压线路板凸台；43—线路管路；

5—氧化剂接头；6—燃料接头；8-间隙；

7—引射火箭；71—头部；711—头部外套；712—点火器工装；713—点火器；714—配合件；7140—延伸部；71401—配合件定位销；7141—主体部；71411—配合件肋条；7142—螺纹部；71421—螺纹孔；7144— 燃料集液腔；7145—燃料喷嘴；71450 —上游部；71451—下游部；71452 —过渡部；

715—头部夹壁；7150—夹壁本体；7151—夹壁定位孔；7152—燃料孔；7153—氧化剂孔；7154—夹壁定位槽；7155 —氧化剂集液腔；

716—喷嘴构件；7160—氧化剂喷嘴；7161—喷嘴构件本体；7162—喷嘴定位条；7163—气膜冷却环缝；7164—环缝肋条；7165—凸部；7166—推力室定位销；717—点火器密封圈；718—外套配合面；

72—推力室；721—推力室前壁；7211—固定件；7212—前壁定位销；7213—前壁定位槽；7214—测压孔；7215—安装槽；722—等直段；7221—燃烧室；723—喉部；724—尾喷管外套构件；7240—尾喷管；7241—推力室外套；725—推力室密封圈。

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一部分，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做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

实施例1

参见图1-12，本发明的实施例1提供一种一体化引射火箭发动机组件，包括：冲压进气道1、三支板以及引射火箭7，其三支板分别为氧化剂支板2、燃料支板3、测压线路板4；所述三支板将引射火箭7吊挂于冲压进气道1内；本发明实施例三支板将引射火箭7吊挂于冲压进气道1内中心位置处。氧化剂支板2、燃料支板3、测压线路板4的一端与引射火箭7相连，氧化剂支板2、燃料支板3、测压线路板4的另一端与冲压进气道1相连；

本发明实施例采用中心布局的方式，三支板将引射火箭7吊挂于冲压进气道1。上述三支板的结构设计尽可能薄，厚度约20mm。三支板的设置，支撑性好，还可以减小扰流，可选的，三支板每相邻两个支板夹角为120°。

本发明实施例将引射火箭及三支板焊接到冲压进气道1壁面形成一个整体，该冲压进气道1通过冲压壁面法兰14同其他部件连接，方便根据不同的试验条件更换试验件；其吊挂于冲压进气道1中心位置处的引射火箭设计也采用焊接方式一体成型，减小结构尺寸，从而减小了引射火箭及支板对空气来流的影响。

引射火箭7包括头部71和推力室72，头部71包括点火器713，点火器713外部设置有与点火器713相配合的配合件714，配合件714的外侧设置有头部夹壁715，头部夹壁715沿空气来流方向的前端与配合件714相互围合形成燃料集液腔7144，且头部夹壁715与配合件714之间形成燃料喷嘴7145，燃料喷嘴7145与燃料集液腔7144相联通；

燃料喷嘴7145包括上游部71450、下游部71451以及连接于上游部71450和下游部71451之间的过渡部71452，所述过渡部71452倾斜设置，有利于燃料的流动，使其从上游部71450充分进入到下游部71451。

燃料喷嘴7145的下游部71451环缝间距为0.4-0.6mm，近乎于一条缝，可以将液态燃料气化，从而喷出气态的燃料到燃烧室7221。

头部夹壁715沿空气来流方向的后端设置有喷嘴构件716，头部夹壁715与喷嘴构件716相互围合形成氧化剂集液腔7155，且喷嘴构件716上设置有氧化剂喷嘴7160，氧化剂喷嘴7160与氧化剂集液腔7155相联通；氧化剂喷嘴7160采用斜切式，可以将喷出的氧化剂集中到燃烧室7221一个点，便于燃烧。

传统的设置方式为燃料储腔外部套设氧化剂储腔，或者氧化剂储腔外部套设燃料储腔，势必会增加引射火箭的直径，本发明实施例中，燃料集液腔7144和氧化剂集液腔7155平行设置，结构紧凑，可以使其引射火箭的直径更小，使其冲压进气道1与氧化剂支板2、燃料支板3、以及测压线路板4之间的间隙8更大，能够满足更多的空气进入下一阶段的燃烧。且引射火箭7尺寸小，能够减小空气来流的影响。

头部夹壁715外端设置有头部外套711，且配合件714与喷嘴构件716设置于头部外套711内；

氧化剂支板2包括氧化剂支板本体20，氧化剂支板本体20内设置有氧化剂管路21；

燃料支板3包括燃料支板本体30，燃料支板本体30内设置有燃料管路31；

测压线路板4包括测压线路板本体40，测压线路板本体40内设置有测压管路41和线路管路43。线路管路43用于放置本发明实施例需要用到的电线等（点火器的电线），从而通过该线路管路43与外部电源连通。

进一步，推力室72包括推力室前壁721、等直段722、喉部723以及尾喷管外套构件724，等直段722设于推力室前壁721与喉部723之间；等直段722内形成有燃烧室7221腔体。

尾喷管外套构件724包括尾喷管7240和推力室外套7241，尾喷管7240设于喉部723后端，推力室外套7241设于等直段722外端，且尾喷管7240和推力室外套7241为一体成型设置。

传统的连接方式是在尾喷管7240处增加一个法兰，再将推力室外套通过法兰与尾喷管7240连接，该设计方式势必会使引射火箭的直径变大。本发明实施例尾喷管7240与推力室外套7241一体成型，避免了传统的法兰连接带来的直径增加，减小空气来流的影响。

参见图8，配合件714包括主体部7141、沿主体部7141向前端延伸的延伸部7140、以及沿主体部7141向后端延伸的螺纹部7142；

延伸部7140上设置有配合件定位销71401，主体部外表面设置有配合件肋条71411，螺纹部内设置有螺纹孔71421；本发明实施例设置四个配合件定位销71401，三个配合件肋条71411。

点火器713与螺纹孔71421相互配合，通过螺纹进行连接。

参见图7，头部夹壁715包括夹壁本体7150，夹壁本体7150上设置有燃料孔7152和氧化剂孔7153，燃料孔7152和氧化剂孔7153分别与燃料管路31和氧化剂管路21相联通；具体的，燃料孔7152与燃料管路31相联通，氧化剂孔7153与氧化剂管路21相联通。夹壁本体7150前端设置有与配合件定位销71401相配合的夹壁定位孔7151，夹壁本体7150后端设置有夹壁定位槽7154。

进一步，冲压进气道1上设置有氧化剂支板孔11、燃料支板孔12以及测压线路板孔13。

氧化剂支板2上设置有与氧化剂支板孔11相配合的氧化剂支板凸台22，燃料支板上设置有与燃料支板孔12相配合的氧化剂支板凸台32，测压线路板4上设置有与测压线路板孔13相配合的测压线路板凸台42。

氧化剂支板凸台22上设置有氧化剂接头5，燃料支板凸台32上设置有燃料接头6；

氧化剂接头5贯穿氧化剂支板凸台22并与氧化剂管路21联通，燃料接头6贯穿燃料支板凸台32并与燃料管路31联通；

测压管路41和线路管路43贯通测压线路板凸台42。

本发明实施例中，外部燃料经燃料接头6，再经燃料支板凸台32，然后经燃料管路31，再经燃料孔7152，进入燃料集液腔7144；

外部氧气经氧化剂接头5，再经氧化剂支板凸台22，然后经氧化剂管路21，再经氧化剂孔7153，进入氧化剂集液腔7155。

参见图6，喷嘴构件包括喷嘴构件本体7161以及沿喷嘴构件本体7161向后端延伸的凸部7165，喷嘴构件本体7161内壁设置有若干个环缝肋条7164，若干个环缝肋条7164形成若干气膜冷却环缝7163，本发明实施例形成三个气膜冷却环缝7163。氧化剂集液腔7155内的一部分氧化剂通过气膜冷却环缝7163，是贴着燃烧室内壁进去燃烧室的，可以防止燃烧室的内壁烧毁，从而保护燃烧室内壁。

喷嘴构件本体7161上设置有与夹壁定位槽7154相配合的喷嘴定位条7162，凸部7165上设置有推力室定位销7166。

进一步，推力室前壁721前端面设置有固定件7211和前壁定位销7212，所述头部外套711设置有与前壁定位销7212相配合的头部定位槽（附图未示出）。

推力室前壁721内壁设置有安装槽7215和测压孔7214，安装槽7215与凸部7165相配合；所述固定件7211可以采用螺钉。

安装槽7215处设置有与推力室定位销7166相配合的前壁定位槽7213。

进一步，冲压进气道1与氧化剂支板2、燃料支板3、以及测压线路板4之间形成间隙8。空气来流从该间隙8通过。空气来流的方向沿图1箭头所示。

本发明实施例采用模块化方式进行安装，具体的安装过如下：

引射火箭头部71：以喷嘴构件716为基准，通过喷嘴定位条7162和头部夹壁715进行配合固定，然后沿着配合面焊接槽进行进行焊接而成；配合件714通过配合件定位销71401与夹壁定位槽7151进行配合固定，沿着配合面进行焊接完成。因为燃料喷嘴7145直径小，考虑焊接过程结构受热不均匀产生晃荡而堵塞燃料喷嘴7145，在燃料喷嘴7145的上游处安装配合件肋条71411进行定位，避免因晃荡导致燃料喷嘴7145堵死。点火器713通过螺纹和配合件714进行连接，考虑连接密封特性，在配合端面安装点火器密封圈717进行密封。同时利用点火器工装712，辅助进行螺纹固定。本发明实施例点火器工装712为常规设置，相当于扳手的作用，将其点火器713拧进去，从而与配合件714进行配合。

当点火器713安装结束，拆除点火器工装712；而后将已经安装的部件整体嵌入头部外套711，通过外套配合面718（头部外套711与配合件714的接触面）进行定位，再通过外套配合面718的焊接，从而完成头部的安装。

引射火箭推力室72：以尾喷管外套构件724为基准，首先将喉部723放入尾喷管外套构件724；再将等直段722放入尾喷管外套构件724，并通过定位槽进行定位；再将推力室密封圈725放入尾喷管外套构件724的空隙，最后将推力室前壁721嵌入尾喷管外套构件724。本发明实施例中等直段722使用紫铜材料，喉部723使用钨渗铜材料，推力室前壁721为不锈钢材料，点火器密封圈717和推力室密封圈725均为紫铜密封圈。

为了保证推力室整体的密封性能，在推力室前壁721和尾喷管外套构件724之间使用螺钉固定的连接方式，通过拧紧螺钉挤压软的等直段722紫铜壁面和紫铜推力室密封圈725而实现密封。到此整体推力室安装完成。

最后将推力室整体通过前壁定位销7212和前壁定位槽7213和头部71进行配合，再从配合面进行焊接，从而完成引射火箭7身部的组装。

整体安装：将引射火箭7身部放入冲压进气道1中间，人工拖住，然后分别将氧化剂支板2、燃料支板3、测压线路板4分别嵌入冲压进气道1的氧化剂支板孔11、燃料支板孔12和测压线路板孔13中，使之与引射火箭7的配合面一一对应固定，再沿着各个配合面焊接形成密封；最后将氧化剂接头5和燃料接头6分别焊接到对应的支板上，从而完成引射火箭的安装。

本发明实施例工作过程如下：

氧化剂（本发明实施例氧化剂采用氧气）：

氧化剂经氧化剂接头5进入氧化剂管路21，经氧化剂支板管道21进入头部氧化剂集液腔7155，一部分氧化剂通过氧化剂喷嘴7160倾斜喷入燃烧室7221，通过自击混合；另一部分氧化剂通过气膜冷却环缝7163喷入燃烧室7221，并贴近燃烧室7221壁面，从而保护燃烧室7221壁面，避免其直接接触高温气流而烧毁。

燃料（本发明实施例燃料采用煤油）：

燃料经燃料接头6进入燃料管路31，经燃料管路31进入头部燃料集液腔7144，燃料通过燃料喷嘴7145雾化而进入燃烧室7221，当点火器713（火花塞）通电时，火花塞通过击穿火花塞后端的空气而产生高温，从而实现燃料点火，燃烧的产物通过尾喷管7240喷出产生推力。

试验点火过程中，通过将压力表连接到测压线路板4上，燃烧室7221的氧气和煤油燃烧以后产生的高温燃气通过推力室前壁721的测压孔7214流到推力室外套7241的小孔（附图未示），最后经过测压管路41传到压力表，从而实现燃烧室7221室压的实时控制。

本发明实施例中，测压孔7214、推力室外套7241的小孔（附图未示）、以及测压管路41相互联通。

实施例2

本发明的实施例2一种火箭基组合循环发动机，包括实施例1所述的发动机组件，该发动机组件通过冲压壁面法兰14分别与前一阶段的流道、以及后一阶段的流道进行连接。

需要说明的是，在整个申请文件中，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。以上仅是本发明的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的试试方式，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均应视为本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一体化引射火箭发动机组件，其特征在于，包括：冲压进气道（1）、三支板以及引射火箭（7），所述三支板分别为氧化剂支板（2）、燃料支板（3）、测压线路板（4）；所述三支板将引射火箭（7）吊挂于冲压进气道（1）内；

所述引射火箭（7）包括头部（71）和推力室（72），所述头部（71）包括点火器（713），所述点火器（713）外侧设置有与所述点火器（713）相配合的配合件（714），所述配合件（714）的外侧设置有头部夹壁（715），所述头部夹壁（715）沿空气来流方向的前端与所述配合件（714）相互围合形成燃料集液腔（7144），且所述头部夹壁（715）与配合件（714）之间形成燃料喷嘴（7145），所述燃料喷嘴（7145）与燃料集液腔（7144）相联通；

所述头部夹壁（715）沿空气来流方向的后端设置有喷嘴构件（716），所述头部夹壁（715）与喷嘴构件（716）相互围合形成氧化剂集液腔（7155），且喷嘴构件（716）上设置有氧化剂喷嘴（7160），所述氧化剂喷嘴（7160）与氧化剂集液腔（7155）相联通；所述头部夹壁（715）外端设置有头部外套（711），且所述配合件（714）与喷嘴构件（716）设置于所述头部外套（711）内；

所述氧化剂支板（2）包括氧化剂支板本体（20），所述氧化剂支板本体（20）内设置有氧化剂管路（21）；

所述燃料支板（3）包括燃料支板本体（30），所述燃料支板本体（30内设置有燃料管路（31）；

所述测压线路板（4）包括测压线路板本体（40），所述测压线路板本体（40）内设置有测压管路（41）和线路管路（43）。

2.如权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述推力室（72）包括推力室前壁（721）、等直段（722）、喉部（723）以及尾喷管外套构件（724），所述等直段（722）设于所述推力室前壁（721）与喉部（723）之间；

所述尾喷管外套构件（724）包括尾喷管（7240）和推力室外套（7241），所述尾喷管（7240）设于喉部（723）后端，所述推力室外套（7241）设于所述等直段（722）外端，且尾喷管（7240）和推力室外套（7241）为一体成型设置。

3.如权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述配合件（714）包括主体部（7141）、沿主体部（7141）向前端延伸的延伸部（7140）、以及沿主体部（7141）向后端延伸的螺纹部（7142）；

所述延伸部（7140）上设置有配合件定位销（71401），所述主体部外表面设置有配合件肋条（71411），所述螺纹部内设置有螺纹孔（71421）；

所述点火器（713）与螺纹孔（71421）相互配合。

4.如权利要求3所述的发动机组件，其特征在于，所述头部夹壁（715）包括夹壁本体（7150），所述夹壁本体（7150）上设置有燃料孔（7152）和氧化剂孔（7153），所述燃料孔（7152）和氧化剂孔（7153）分别与燃料管路（31）和氧化剂管路（21）相联通；

所述夹壁本体（7150）前端设置有与配合件定位销（71401）相配合的夹壁定位孔（7151），夹壁本体（7150）后端设置有夹壁定位槽（7154）。

5.如权利要求4所述的发动机组件，其特征在于，所述喷嘴构件包括喷嘴构件本体（7161）以及沿喷嘴构件本体（7161）向后端延伸的凸部（7165），所述喷嘴构件本体（7161）内壁设置有若干个环缝肋条（7164），形成若干气膜冷却环缝（7163），所述喷嘴构件本体（7161）上设置有与夹壁定位槽（7154）相配合的喷嘴定位条（7162），所述凸部（7165）上设置有推力室定位销（7166）。

6.如权利要求5所述的发动机组件，其特征在于，所述推力室前壁（721）前端面设置有固定件（7211）和前壁定位销（7212），所述推力室前壁（721）内壁设置有安装槽（7215）和测压孔（7214），所述安装槽（7215）与凸部（7165）相配合；

所述安装槽（7215）处设置有与推力室定位销（7166）相配合的前壁定位槽（7213）。

7.如权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述冲压进气道（1）上设置有氧化剂支板孔（11）、燃料支板孔（12）以及测压线路板孔（13）；

所述氧化剂支板（2）上设置有与氧化剂支板孔（11）相配合的氧化剂支板凸台（22），所述燃料支板上设置有与燃料支板孔（12）相配合的氧化剂支板凸台（32），所述测压线路板上设置有与测压线路板孔（13）相配合的测压线路板凸台（42）。

8.如权利要求7所述的发动机组件，其特征在于，所述氧化剂支板凸台（22）上设置有氧化剂接头（5），所述燃料支板凸台（32）上设置有燃料接头（6）；

所述氧化剂接头（5）贯穿氧化剂支板凸台（22）并与氧化剂管路（21）联通，所述燃料接头（6）贯穿燃料支板凸台（32）并与燃料管路（31）联通；

所述测压管路（41）和线路管路（43）贯通测压线路板凸台（42）。

9.如权利要求1所述的发动机组件，其特征在于，所述冲压进气道（1）与氧化剂支板（2）、燃料支板（3）、以及测压线路板（4）之间形成间隙（8）。

10.一种火箭基组合循环发动机，包括权利要求1-9任意所述的发动机组件。