[发明专利]一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置

说明书

本发明公开了一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，包括：燃烧室隔离段，为两端敞口的中空壳体。燃烧室扩张段，为两端敞口的中空壳体，由顶板组件、侧板和底板围成；其前端与燃烧室隔离段的出口端相连通。上述顶板组件包括：一顶板，位于燃烧室扩张段的前部；一固定板，前端与顶板固定连接，由前到后向上倾斜设置。一平动顶板，其前端与固定板前段的下表面滑动连接，可沿固定板的前段前后滑动，以改变燃烧室的扩张比。一转动顶板，前端与平动顶板的尾端铰接连接，铰接处为转动轴，其后端可朝向远离或靠近固定板的方向转动，以改变燃烧室的几何喉道面积。该实验装置实现不同来流马赫数条件下燃烧室构型的调节，解决了燃烧室结构调节过程中的动密封问题。

技术领域

本发明属于火箭基组合动力循环燃烧室技术领域，具体涉及一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置。

背景技术

火箭基组合动力循环(Rocket-Based-Combined-Cycle,RBCC)发动机作为一种宽速域多任务工作的组合推进系统，其将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的双模态冲压发动机有机地集成于一个流道中，可实现飞行器从零速起飞到高超声速飞行，是未来可重复使用空天运输和临近空间飞行器的主要动力方案之一。RBCC发动机根据飞行状态不同主要经历四个工作模态，即引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态。针对如此宽范围多模态工作的发动机，宽范围来流参数的变化必然会导致发动机设计参数与之相匹配的改变。其中，燃烧室作为发动机的主要部件，其性能的好坏直接关系到发动机整体性能优劣。若要在宽马赫数范围内高效工作，采用变结构方式能较好的实现其宽范围工作的能力。结合传统亚燃冲压发动机及双模态冲压发动机的优点，即在低飞行马赫数阶段采用大扩张比燃烧室带几何喉道的构型通过组织亚声速燃烧减小燃烧室内总压损失从而提高发动机性能，在高飞行马赫数阶段采用小扩张比纯扩张流道构型保证亚声速燃烧向超声速燃烧平稳过渡。

因此，有必要开展一种变结构燃烧室扩张比和几何喉道独立调节的装置，进一步提升发动机宽范围内的性能。

发明内容

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，提供一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，实现不同来流马赫数条件下燃烧室构型的调节，并解决了燃烧室结构调节过程中的动密封问题。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，包括：

燃烧室隔离段，为两端敞口的中空壳体；且中空壳体的内腔由进

口端到出口端逐渐扩大。

燃烧室扩张段，为两端敞口的中空壳体，由顶板组件、侧板和底板围成；其前端与燃烧室隔离段的出口端相连通；中空壳体的纵切面为底部为直角腰边的直角梯形状。

上述顶板组件包括：

一顶板，位于燃烧室扩张段的前部；

一固定板，前端与燃烧室扩张段的顶板固定连接，由前到后向上倾斜设置；两侧边各与对应侧的侧板的内壁紧密连接。

一平动顶板，位于固定板和侧板围成的腔体内，其前端与固定板前段的下表面滑动连接，两侧面与对应侧的侧板的内壁紧密贴合，可沿固定板的前段前后滑动，以改变燃烧室的扩张比。

一转动顶板，前端与平动顶板的尾端铰接连接，两侧面与对应侧的侧板的内壁紧密贴合，铰接处为转动轴，其后端可朝向远离或靠近固定板的方向转动，以改变燃烧室的几何喉道面积。

进一步地，还包括直线导轨组件；直线导轨组件包括：

直线导轨，纵向设置于固定板的下壁上；连接挂架，为一块状体，挂设于直线导轨上，可沿直线导轨前后滑动。