[发明专利]一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置

说明书

本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，其包括进气单元、实验观测单元、模拟反压装置；进气单元、实验观测单元、模拟反压装置依次连接，气流由进气单元入口进入，经过实验观测单元后流出，通过位于实验观测单元尾部的模拟反压装置流出，实验观测单元包含隔离段和燃烧室，隔离段与燃烧室连接位置设有一内置火箭，内置火箭有一气源接口，通过法兰与高压气源连接，通过调节接入高压气体的压强来模拟工作中的内置火箭，模拟反压部分由尾锥、尾锥架、滑轨、丝杆组成，所述丝杆控制所述尾锥通过所述滑轨在尾锥架上前后移动，通过对出口处流道面积的堵塞产生高压，以此模拟真实工作条件下燃烧室内燃烧产生的压力。

技术领域

本发明涉及吸气式组合推进系统领域，特别涉及一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置。

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。

对于任何吸气式发动机，进气道的顺利起动是实现其高比冲工作的前提条件，也是其能够正常工作的基础。不同于常规进气道，火箭冲压组合进气道的工作状态性能不仅与来流条件有关，同时还受到内置火箭以及燃烧室反压的影响。

现有的对火箭冲压组合发动机进气道的研究多集中于方案设计和定型点的性能考核，对火箭冲压组合进气道的起动特性的研究与性能分析也多采取和常规进气道相同的方法。为了研究在内置火箭与燃烧室反压的共同影响下真实工作环境中火箭冲压组合进气道的起动特性以及工作性能，需要通过实验的手段对所研究的规律及调控方案进行验证，但目前所应用的实验装置其无法有效确定内置火箭和燃烧室反压共同影响下的进气道性能。

发明内容

有鉴于此，本发明所要解决的技术问题是：如何提供一种可用于风洞实验和地面直连实验的火箭冲压组合进气道模拟实验装置，进而确定内置火箭和燃烧室反压共同影响下的进气单元的性能。

为实现上述目的，本发明提供一种火箭冲压组合进气道模拟实验装置，包括：进气单元、实验观测单元、模拟反压装置，其中：

所述进气单元、所述实验观测单元、所述模拟反压装置依次连接，气流由所述进气单元入口进入，经过所述实验观测单元后，由连接于所述实验观测单元尾部的所述模拟反压装置流出；

所述进气单元为进气道压缩段或设备喷管；

所述实验观测单元包括隔离段和燃烧室，所述隔离段与所述燃烧室的连接处设内置火箭；

所述内置火箭的端部设置气源接口，所述气源接口用于连接高压气源；

所述实验观测单元的两侧壁面设置有透明视窗，所述透明视窗由视窗挡板固定在所述实验观测单元两侧；

所述实验观测单元的上下壁面上设有测压孔；

所述模拟反压装置由尾锥、尾锥架、滑轨、丝杆组成，所述丝杆驱动所述尾锥在所述尾锥架上沿所述滑轨的长度方向移动，所述尾锥容纳于所述燃烧室的出口流道，通过所述尾锥的移动以调节所述燃烧室的出口流道的通流面积。

进一步地，在进行风洞实验时，所述进气单元为进气道压缩段，在进行地面实验时，所述进气单元为设备喷管。

进一步地，所述进气单元为设备喷管时，所述进气单元为拉瓦尔喷管。

进一步地，所述进气道压缩段与所述实验观测单元连接处设有密封圈。

进一步地，所述隔离段和所述燃烧室为等截面流道。

进一步地，所述内置火箭的喷管为拉瓦尔喷管

进一步地，通过所述尾锥的移动以调节所述燃烧室的出口流道的通流面积，进而调整所述燃烧室的出口流道的阻塞比的范围在0～100％之间。