本发明专利技术公开了宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，包括固定壳体，其为一两端和顶部敞口的空心壳体，其具有位于底部的底板，和位于底板两侧的两个侧板，在两个侧板的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板；底板、两个侧板、固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的板体内部设置有多条冷却通道；转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板用于根据飞行马赫数的要求，分别调节转动倾斜角度，以实现不同的内流道形状。解决了高超声速发动机变几何结构的需求，并且解决了发动机燃烧室在高温下长时间工作的问题。在高温下长时间工作的问题。在高温下长时间工作的问题。
【技术实现步骤摘要】
宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构
[0001]本专利技术属于宽域高超声速冲压发动机
，具体涉及宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构。
技术介绍
[0002]高超声速飞行器是目前世界各国军事技术中研究的重点项目，高超声速飞行器的基础在于其配置的冲压发动机能够在高马赫数、大攻角范围内稳定工作。传统冲压发动机都是针对一个设计点进行构型优化，但是当该发动机工作在非设计点的工况下时，发动机性能往往难以达到最佳水平，因此为了这类宽域高超声速发动机能够满足宽范围应用需求，必须设计变结构燃烧室。
[0003]在发动机变结构方向，以往对于航空发动机与组合发动机的设计方案较多，比如航空发动机的矢量喷管技术，火箭基组合循环发动机的变结构进气道技术，涡轮基组合循环发动机的进气道和尾喷管变结构技术等。而高超声速冲压发动机的方向却少有变结构燃烧室出现，主要原因是超燃冲压发动机在工作过程中的高温会对可变结构部件的结构稳定性提出较高要求，且传统变结构方式存在结构重量较大的缺点，不适用于高超声速飞行器。
[0004]宽域高超声速飞行器在工作过程中为保证在不同飞行高度和飞行速度时燃烧室内燃料的充分燃烧，需要针对不同飞行马赫数下的燃烧室结构进行调整，进而调整燃烧室喉道的扩张比来控制燃烧室内的压力。例如在低飞行马赫数情况下，需要根据飞行速度的提高逐渐增加喉道扩张比，保持燃烧室内压力。在高飞行马赫数下，需要将燃烧室喉部改为等扩张结构，组织超声速燃烧。
技术实现思路
[0005]本专利技术的目的是提出了一种宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，以解决高超声速发动机变几何结构的需求，并且解决了发动机燃烧室在高温下长时间工作的问题。
[0006]本专利技术采用以下技术方案：宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，包括：
[0007]一固定壳体，其为一两端和顶部敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，进气端开口小于出气端开口；其具有位于底部的底板，和位于底板两侧的两个侧板，在在两个侧板的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板；
[0008]其中，固定上盖板两侧与两个侧板固定连接；转动摆锥为扇形柱体结构，其摆动轴心设置在其上靠近固定上盖板的一侧，并分别铰接至两个侧板上；固定上盖板与转动摆锥下方的腔体形成压缩段；
[0009]第一段可变扩张板和第二段可变扩张板均倾斜向上设置、以在固定壳体内形成两段扩张段；转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板之间均为铰接，第二段可变扩
张板的末端交接至出气端；
[0010]底板、两个侧板、固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的板体内部设置有多条冷却通道；
[0011]转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板用于根据飞行马赫数的要求，分别调节转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的倾斜角度，以实现不同的内流道形状。
[0012]进一步的，在进气端套设一入口固定环；
[0013]入口固定环上：与侧板连接处设置有侧板再生冷却液入口和侧板再生冷却入口集液腔；与底板连接处设置有底板再生冷却液入口和底板再生冷却入口集液腔；与固定上盖板连接处设置有固定上盖板再生冷却液入口和上盖板再生冷却入口集液腔。
[0014]进一步的，在出气端套设一出口固定环；
[0015]出口固定环上：与侧板连接处设置有侧板再生冷却液出口和侧板再生冷却液出口集液腔；与底板连接处设置有底板再生冷却液出口和底板出口集液腔。
[0016]进一步的，转动摆锥内沿其边缘设置转动摆锥冷却通道，在转动摆锥冷却通道的一端设置转动摆锥入口集液腔，另一端设置转动摆锥出口集液腔，转动摆锥冷却液入口与转动摆锥入口集液腔连通、且位于转动摆锥前端，转动摆锥冷却液出口与转动摆锥出口集液腔连通、且位于转动摆锥后端。
[0017]进一步的，第一段可变扩张板内部并列设置多条再生冷却通道，各个再生冷却通道的入口连通至一再生冷却入口集液腔，各个再生冷却通道的出口连通至一再生冷却出口集液腔，再生冷却入口集液腔上设置有一入口集液腔水管连接口，再生冷却出口集液腔上设置有一出口集液腔水管连接口。
[0018]进一步的，第二段可变扩张板内部并列设置多条再生冷却通道，各个再生冷却通道的入口连通至一再生冷却入口集液腔，各个再生冷却通道的出口连通至一再生冷却出口集液腔，再生冷却入口集液腔上设置有一入口集液腔水管连接口，再生冷却出口集液腔上设置有一出口集液腔水管连接口。
[0019]进一步的，转动摆锥的摆动角度α为
‑5°
～
‑
60
°
。
[0020]进一步的，在转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的上方密封罩设有被压腔。
[0021]本专利技术的有益效果是：针对现有高超声速冲压发动机的变几何喉道需求，通过设计摆锥及扩张板的方式，将摆锥形单侧扩张燃烧室与扩张板方案下的单侧扩张发动机喷管相结合，使发动机燃烧室结构更加紧凑，缩短燃烧室长度。并且通过设计再生冷却结构，避免了高超声速发动机在飞行过程中所受到的高温环境对发动机结构的影响。
附图说明
[0022]图1为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的一种视角下的立体结构示意图；
[0023]图2为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的侧视结构示意图；
[0024]图3为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的另一种视
角下的结构示意图；
[0025]图4为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的转动摆锥结构示意图；
[0026]图5为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的第一段可变扩张板的结构示意图；
[0027]图6为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的第二段可变扩张板的结构示意图；
[0028]图7为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的入口固定环处的结构示意图；
[0029]图8为本专利技术宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的出口固定环处的结构示意图。
[0030]其中，100.固定壳体，101.入口固定环，102.侧板，103.底板，104.固定上盖板，106.出口固定环；
[0031]200.转动摆锥，201.转动摆锥入口集液腔，202.转动摆锥冷却通道，203.转动摆锥出口集液腔，204.转动摆锥冷却液入口，205.转动摆锥冷却液出口，206.转轴；
[0032]300.第一段可变扩张板；301.再生冷却入口集液腔，302.再生冷却通道，303.再生冷却出口集液腔，304.入口集液腔水管连接口，305.出口集液腔水管连接口；
[0033]400.第二段可变扩张板，401.再生冷却入口集液腔，402.再生冷却通道，4本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，包括：一固定壳体(100)，其为一两端和顶部敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，所述进气端开口小于所述出气端开口；其具有位于底部的底板(103)和位于底板(103)两侧的两个侧板(102)，在所述在两个侧板(102)的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板(104)、转动摆锥(200)、第一段可变扩张板(300)和第二段可变扩张板(400)；其中，所述固定上盖板(104)两侧与两个所述侧板(102)固定连接；所述转动摆锥(200)为扇形柱体结构，其摆动轴心设置在其上靠近所述固定上盖板(104)的一侧，并分别铰接至两个侧板(102)上；所述固定上盖板(104)与所述转动摆锥(200)下方的腔体形成压缩段；所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)均倾斜向上设置、以在固定壳体(100)内形成两段扩张段；所述转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)之间均为铰接，所述第二段可变扩张板(400)的末端交接至出气端；所述底板(103)、两个侧板(102)、固定上盖板(104)、转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)的板体内部设置有多条冷却通道；所述转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)用于根据飞行马赫数的要求，分别调节所述转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)的倾斜角度，以实现不同的内流道形状。2.如权利要求1所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，在所述进气端套设一入口固定环(101)；所述入口固定环(101)上：与侧板(102)连接处设置有侧板再生冷却液入口(1021)和侧板再生冷却入口集液腔(1024)；与底板(103)连接处设置有底板再生冷却液入口(1031)和底板再生冷却入口集液腔(1034)；与固定上盖板(104)连接处设置有固定上盖板再生冷却液入口(1041)和上盖板再生冷却入口集液腔(1044)。3.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，在所述出气端套设一出口固定环(106)；所述出口固定环(106)上...
【专利技术属性】
技术研发人员：秦飞，张明睿，赵征，景婷婷，何国强，魏祥庚，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：
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