一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，包括：支板，沿其走向自上而下开设有进气孔，进气孔自上而下依次为相互连通的混合段、延伸段、缩聚段、输送段，喷注器用于对进入其内的氧气和煤油的流速和方向进行调整后进行点燃，并将燃气输送至支板的进气孔，引射火箭本体，其上开设有燃气孔，用于燃气进入引射火箭本体引射来流大气、产生推力以及点火稳焰后喷射至主发动机燃烧室，进而使得主发动机燃烧室的煤油进行燃烧；本发明专利技术可以在主发动机外部生成燃气，然后通过支板内部导入至发动机内部流道中的火箭内，最后进行膨胀加速，从而对来流大气进行引射增压，或者在发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力。发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力。发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力。

【技术实现步骤摘要】
一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置


[0001]本专利技术属于火箭基组合循环发动机领域，尤其涉及一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置。

技术介绍

[0002]火箭基组合动力循环(Rocket
‑
Based
‑
Combined
‑
Cycle，RBCC)发动机是将高比冲的冲压发动机和高推重比的火箭发动机集成在一个流道中，同时兼顾这两者的优点，能够在比较宽的马赫数范围和高度内工作，有望成为下一代空天运输系统的主要动力装置。在火箭基组合动力循环发动机中，支板火箭发挥着重要的作用，在引射模态下主要起到了引射来流大气、燃料支板喷注、产生推力以及点火稳焰作用；在亚燃模态、超燃模态下主要起到了点火和火焰稳定的作用；在纯火箭模态下则主要是提供所需推力。
[0003]现有技术中提出过一种直接在支板火箭内部生成燃气的支板引射火箭。这种支板火箭的结构较为复杂，使得制造加工难度较大，并且局部破坏后需要整体更换；部件较多，导致有更多的接缝需要密封，所以说各部件间密封的难度较高。因此，这种支板引射火箭在地面点火实验中应用的成本较高，经济性差。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的是提供一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，以解决引射火箭结构复杂，制造难度较大、密封难度较大；并且对支板火箭的管壁厚度要求高，进而给火箭管壁减薄带来较大困难的问题。
[0005]本专利技术采用以下技术方案：一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，包括：
[0006]支板，倾斜设置，其下半段穿过主发动机燃烧室壳体伸入主发动机燃烧室内，其上半段伸出主发动机燃烧室，沿其走向自上而下开设有进气孔，进气孔自上而下依次为相互连通的混合段、延伸段、缩聚段、输送段，混合段、延伸段、缩聚段、输送段的内径依次减小，
[0007]喷注器，具有氧气入口、煤油入口和出口，其内设置有火花塞，氧气入口与外界的氧气管路相连通，煤油入口与外界的煤油管路相连通，出口与支板的进气孔上端相连通，用于对进入其内的氧气和煤油的流速和方向进行调整后进行点燃，并将燃气输送至支板的进气孔，
[0008]引射火箭本体，水平设置，其上开设有燃气孔，燃气孔与支板的进气孔的下端相互连通，用于燃气进入引射火箭本体引射来流大气、产生推力以及点火稳焰后喷射至主发动机燃烧室，进而使得主发动机燃烧室的煤油进行燃烧；
[0009]其中，进气孔的缩聚段的上端内径与延伸段的内径相同，其下端的内径与输送段的内径相同，进气孔的缩聚段自上而下内径逐渐缩小呈锥状，进气孔的缩聚段用于对燃气进行初步的膨胀加速。
[0010]进一步地，引射火箭本体自前向后依次包括头锥、壳体、喷管，壳体为中空的柱状
结构，壳体上开设有燃气孔，喷管的前端与壳体的后端相连通，喷管用于将膨胀加速后的燃气喷射至主发动机燃烧室。
[0011]进一步地，进气孔的混合段、延伸段、输送段内壁一周均铺设有柱状的石墨层，用于提高耐温极限，防止被燃气烧坏。
[0012]进一步地，壳体的内壁一周均铺设有柱状的石墨层。
[0013]进一步地，支板进气孔的混合段、延伸段、缩聚段以及输送段的上半段均位于主发动机燃烧室外侧。
[0014]本专利技术的有益效果是：本专利技术可以在主发动机外部生成燃气，然后通过支板内部导入至发动机内部流道中的火箭内，最后进行膨胀加速，从而对来流大气进行引射增压，或者在发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力；在实际应用时，可根据主发动机的燃烧室对火箭流量的需求来增加或减少布置支板火箭的个数；本专利技术整个流道用石墨进行热防护，简单可靠，从而有效地降低了支板火箭的热防护难度；本专利技术结构简单，制造和安装难度较小，各部件容易更换，损坏后只需要更换损坏的部件。
附图说明
[0015]图1为本专利技术的剖视图；
[0016]图2为本专利技术的结构示意图；
[0017]图3为本专利技术地面热试实验中燃烧室压强随时间的变化图。
[0018]其中：1、支板；2、进气孔；3、混合段；4、延伸段；5、缩聚段；6、输送段；7、引射火箭本体；8、燃气孔；9、头锥；10、壳体；11、喷管。
具体实施方式
[0019]下面结合附图和具体实施方式对本专利技术进行详细说明。
[0020]本专利技术公开了一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，如图1和2所示，包括支板1、喷注器、引射火箭本体7。
[0021]支板1倾斜设置，支板1的下半段穿过主发动机燃烧室壳体伸入主发动机燃烧室内，支板1的上半段伸出主发动机燃烧室，沿支板1走向自上而下开设有进气孔2，进气孔2自上而下依次为相互连通的混合段3、延伸段4、缩聚段5、输送段6，混合段3、延伸段4、缩聚段5、输送段6的内径依次减小，这样可以对燃气进行膨胀加速。
[0022]喷注器具有氧气入口、煤油入口和出口，喷注器内设置有火花塞，氧气入口与外界的氧气管路相连通，煤油入口与外界的煤油管路相连通，出口与支板1的进气孔2上端相连通，喷注器用于对进入其内的氧气和煤油的流速和方向进行调整后进行点燃，并将燃气输送至支板1的进气孔2内。
[0023]引射火箭本体7水平设置，引射火箭本体7上开设有燃气孔8，燃气孔8与支板1的进气孔2的下端相互连通，引射火箭本体7用于燃气进入引射火箭本体7引射来流大气、产生推力以及点火稳焰后喷射至主发动机燃烧室，进而使得主发动机燃烧室的煤油进行燃烧。
[0024]进气孔2的缩聚段5的上端内径与延伸段4的内径相同，进气孔2的缩聚段5的下端的内径与输送段6的内径相同，进气孔2的缩聚段5自上而下内径逐渐缩小呈锥状，进气孔2的缩聚段5用于对燃气进行初步的膨胀加速。
[0025]支板1的进气孔2的混合段3、延伸段4、缩聚段5以及输送段6的上半段均位于主发动机燃烧室外侧。进气孔2的混合段3、延伸段4、输送段6内壁一周均铺设有柱状的石墨层，用于提高耐温极限，防止被燃气烧坏。
[0026]引射火箭本体7自前向后依次包括头锥9、壳体10、喷管11，壳体10为中空的柱状结构，壳体10上开设有燃气孔8，喷管11的前端与壳体10的后端相连通，喷管11将膨胀加速后的燃气喷射至主发动机燃烧室。壳体10的内壁一周均铺设有柱状的石墨层。
[0027]现有技术中提出过一种直接在支板火箭内部生成燃气的支板引射火箭。这种支板火箭的结构较为复杂，使得制造加工难度较大，并且局部破坏后需要整体更换；部件较多，导致有更多的接缝需要密封，所以说各部件间密封的难度较高。因此，这种支板引射火箭在地面点火实验中应用的成本较高，经济性差。
[0028]本专利技术可以在主发动机外部生成燃气，然后通过支板内部导入至发动机内部流道中的火箭内，最后进行膨胀加速，从而对来流大气进行引射增压，或者在发动机流道中再次膨胀加速从而产生推力；在实际应用时，可根据主发动机的燃烧室对火箭流量的需求来增加或减少布置支板火箭的个数；本专利技术整个流道用石墨进行热防护，本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种用于火箭基组合循环发动机的内嵌式支板火箭装置，其特征在于，包括：支板(1)，倾斜设置，其下半段穿过主发动机燃烧室壳体伸入主发动机燃烧室内，其上半段伸出主发动机燃烧室，沿其走向自上而下开设有进气孔(2)，所述进气孔(2)自上而下依次为相互连通的混合段(3)、延伸段(4)、缩聚段(5)、输送段(6)，所述混合段(3)、延伸段(4)、缩聚段(5)、输送段(6)的内径依次减小，喷注器，具有氧气入口、煤油入口和出口，其内设置有火花塞，所述氧气入口与外界的氧气管路相连通，所述煤油入口与外界的煤油管路相连通，所述出口与支板(1)的进气孔(2)上端相连通，用于对进入其内的氧气和煤油的流速和方向进行调整后进行点燃，并将燃气输送至支板(1)的进气孔(2)，引射火箭本体(7)，水平设置，其上开设有燃气孔(8)，所述燃气孔(8)与支板(1)的进气孔(2)的下端相互连通，用于燃气进入引射火箭本体(7)引射来流大气、产生推力以及点火稳焰后喷射至主发动机燃烧室，进而使得主发动机燃烧室的煤油进行燃烧；其中，所述进气孔(2)的缩聚段(5)的上端内径与延伸段(4)的内径相同，其下端的内径与输送段(6)的内径相同，所述进气孔(2)的缩聚段(5)...

【专利技术属性】
技术研发人员：何国强，孟彤，秦飞，朱韶华，叶进颖，魏祥庚，刘冰，冮强，侯金丽，樊孝峰，
申请(专利权)人：北京动力机械研究所，
类型：发明
国别省市：