【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及rbcc发动机火焰稳定，特别是涉及一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构。
技术介绍
1、火箭基组合循环冲压发动机(rbcc，rocket-based combined cycle)结合了冲压发动机高比冲和火箭发动机大推重比的优势，提高了航天推进系统的性能，是未来航天动力的重要发展方向。
2、然而，rbcc发动机燃烧室内流动燃烧过程极为复杂，rbcc发动机来流空气速度较高，燃料在燃烧室内滞留时间较短，燃烧室内燃料喷注与掺混、点火、火焰传播及火焰稳定需要在有效时间内完成，导致rbcc发动机燃烧室内组织燃烧和火焰稳定较为困难。
技术实现思路
1、基于此，有必要针对上述技术问题，提供一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，通过支板、火箭与凹腔的耦合作用，实现了低来流总温条件下冲压发动机内火焰的稳定与高效燃烧。
2、本专利技术提供了一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，包括：
3、冲压燃烧室流道，冲压燃烧室流道为圆台型壳体，径向截面面积小的一端为来流空气入口；p>
4、环形凹本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，所述火箭(2)的数量为两个，两个火箭(2)的轴线关于所述冲压燃烧室流道(1)的轴线对称，两个火箭(2)的轴线的间距为0.09m～0.11m。
3.如权利要求1或2所述的一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，所述直角梯形的下底与直角腰的长度比值为4～7，所述直角梯形的下底与非直角腰的夹角为30°～60°。
4.如权利要求3所述的一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，所述支板(3)为楔形，包括一体...
【技术特征摘要】
1.一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，包括：
2.如权利要求1所述的一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，所述火箭(2)的数量为两个，两个火箭(2)的轴线关于所述冲压燃烧室流道(1)的轴线对称，两个火箭(2)的轴线的间距为0.09m～0.11m。
3.如权利要求1或2所述的一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，所述直角梯形的下底与直角腰的长度比值为4～7，所述直角梯形的下底与非直角腰的夹角为30°～60°。
4.如权利要求3所述的一种支板火箭与凹腔耦合的稳焰结构，其特征在于，所述支板(3)为楔形，包括一体连接的压缩段(5)和平行段(6)，所述压缩段(5)的两个压缩面的夹角为13°～17°，所述压缩段(5)靠近所述来流空气入口的一端为...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘冰，陈兴良，秦飞，朱韶华，李玉雪，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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