基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置及其操作方法和应用制造方法及图纸

本发明专利技术公开了基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置及其操作方法和应用，属于火箭发动机研究技术领域。该装置包括依次连接的设备喉道、第一扩张段、隔离段、等直喷油段、扩张‑凹腔段和喷油量可调的热力喉道段；隔离段和等直喷油段内置有中心火箭；等直喷油段上设有四组第一环喷喷注点，中心火箭上设有两组第二环喷喷注点，扩张‑凹腔段上设有两组第三环喷喷注点；热力喉道段上设有两组热力喉道环喷。本发明专利技术中内置中心火箭可以在地面零速时为飞行器提供推力，在飞行器巡航推力不足时提供额外的推力，在旋转爆震燃烧熄火边界时，为旋转爆震燃烧提供稳焰机制；同时可调热力喉道的使用避免了加装可变几何喉道引起的“背死重”问题。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及火箭发动机研究，尤其涉及基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置及其操作方法和应用。

技术介绍

1、旋转爆震燃烧具有燃烧距离短，燃烧效率高的特点，采用旋转爆震燃烧的冲压发动机相较传统缓燃冲压发动机具有轴向长度短、结构质量轻，燃烧效率高的特征，但传统意义上的旋转爆震冲压发动机无法零速起动，工作马赫数较窄，飞行高度域受限，低动压下点火较为困难。

2、火箭基组合循环发动机（rbcc）具有可以零速起动、工作范围广、具备入轨能力的特点。但整体尺度、质量较大，且冲压模式下燃烧效率较低，燃烧距离较长。

3、针对传统旋转爆震与火箭基组合循环发动机（rbcc）的上述特点，采用旋转爆震-火箭基组合循环发动机结合的模式可以获得较大的性能增益，一般而言，上述结合方式的发动机需加装可变几何喉道进行宽速域性能匹配，但几何喉道调节机构复杂，结构质量较大，降低发动机可靠性的同时，对飞行器产生了“背死重”的影响。

4、解决可变几何喉道“背死重”问题的手段是“可调节热力喉道”，传统热力喉道需要采用分布式释热的方式工作，对发动机比冲有本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，包括依次连接的设备喉道（1）、第一扩张段（2）和隔离段（3）；其特征在于：

2.根据权利要求1所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：两组所述热力喉道环喷（601）沿着热力喉道段（6）靠近所述热力喉道段（6）的前端，且沿着热力喉道段（6）的轴向并列设置；

3.根据权利要求1所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：所述中心火箭（7）从前往后依次分为柱面配合区（701）、支板安装区（702）、喷油区（703）和挡板安装区（704）；</p>

4.根据...

【技术特征摘要】

1.基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，包括依次连接的设备喉道（1）、第一扩张段（2）和隔离段（3）；其特征在于：

2.根据权利要求1所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：两组所述热力喉道环喷（601）沿着热力喉道段（6）靠近所述热力喉道段（6）的前端，且沿着热力喉道段（6）的轴向并列设置；

3.根据权利要求1所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：所述中心火箭（7）从前往后依次分为柱面配合区（701）、支板安装区（702）、喷油区（703）和挡板安装区（704）；

4.根据权利要求3所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：所述隔离段（3）内设有与所述柱面配合区（701）相匹配的转接内柱（301）。

5.根据权利要求1所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：所述等直喷油段（4）采用等直喷油段-开窗方式，设有四组喷注点参数不同的第一环喷喷注点（4011），且设有光学玻璃窗（8）。

6.根据权利要求5所述的基于可调热力喉道的火箭基旋转爆震发动机试验模拟装置，其特征在于：所述等直喷油段（4）按照功能区分布于六个相位，0°相位区与180°相位区为喷油组进油口（401...

【专利技术属性】
技术研发人员：玉选斐，张铎，方励程，秦飞，魏祥庚，何国强，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：