[发明专利]一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置

说明书

本发明公开了一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，包括：燃烧室喉道段、喉道堵块和驱动系统；燃烧室喉道段，为一壳体围成的腔体结构，其上端及左端进口端和右端出口端均为敞口状。喉道堵块位于燃烧室喉道段的上端敞口处，且水平板体覆盖于燃烧室喉道段的上端敞口，水平板体的右端与燃烧室喉道段的内侧壁铰接连接；驱动系统，其与水平板体的顶部相连接，其将驱动力作用于水平板体上，带动水平板体以铰接端为固定端，向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转。该可变燃烧室喉道装置采用机械联动装置改变RBCC发动机燃烧室的喉道结构，只需要调节燃烧室喉道堵块上下转动的角度，调节的部件相对较少，其所需要的密封较简单。

技术领域

本发明属于火箭基组合动力循环燃烧室技术领域，具体涉及一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置。

背景技术

火箭基组合动力循环(Rocket-Based-Combined-Cycle，RBCC)发动机是指将火箭与双模态冲压发动机有机结合，利用大气中的氧气，使吸入的空气与火箭发动机工作过程相互作用，产生推力增益的组合循环动力系统，具有可重复使用、宽速域多任务工作等特点。

RBCC发动机若要在宽速域范围内高效工作，采用固定结构无法满足全弹道高性能的要求，如在引射和亚燃模态，燃烧室流道一般采用收敛加扩张结构来满足燃烧室的高效燃烧，但随着飞行马赫数提高，燃烧室内加热比逐渐降低，需要相应减小燃烧室扩张比以使得不同飞行马赫数下均有较高的发动机性能，而固定结构RBCC发动机燃烧室扩张比是不变的。因此，变结构燃烧室可解决这个问题，针对变结构燃烧室在国内已经有不少研究，然而，现采用的变结构方案中可动部件多，对密封、加工、控制等方面有较高的要求。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，采用机械联动装置改变RBCC发动机燃烧室的喉道结构，只需要调节燃烧室喉道堵块上下转动的角度，调节的部件相对较少，其所需要的密封较简单。

本发明采用以下技术方案：本发明一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置，包括：燃烧室喉道段、喉道堵块和驱动系统；燃烧室喉道段，为一壳体围成的腔体结构，其上端及左端进口端和右端出口端均为敞口状。

上述喉道堵块包括水平板体、弧形立板和两个扇形板体；两个扇形板体竖直设置于水平板体的前后两端，走向与水平板体的走向相一致，且长度相同；且两个扇形板体的尖端位于水平板体的右端，弧形立板竖直设置于水平板体的左端，其左外侧壁的弧度与两个扇形板体的弧面的弧度相一致；

喉道堵块位于燃烧室喉道段的上端敞口处，且水平板体覆盖于燃烧室喉道段的上端敞口，水平板体的右端与燃烧室喉道段的内侧壁铰接连接；

驱动系统，其与水平板体的顶部相连接，其将驱动力作用于水平板体上，带动水平板体以铰接端为固定端，向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转；在旋转过程中，水平板体作为燃烧室喉道段的顶板，弧形立板贴于燃烧室喉道段左端，水平板体、弧形立板和燃烧室喉道段间形成大小可变的腔体。

进一步地，该驱动系统包括电动缸、底板和连接杆；底板，为一板体，水平设置于喉道堵块的上方，在板体上沿其左右走向开设有一长条形开孔；

连接杆沿左右方向倾斜设置，其下端与水平板体靠左侧端相连接，其上端连接有一水平设置的支撑滑块，在支撑滑块上连接有一开口向上的U形支撑座，U形支撑座竖直向上穿过长条形开孔，U形支撑座与电动缸的推杆相连接；推杆拉动U形支撑座沿长条形开孔左右滑动，以带动喉道堵块向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转转动。

进一步地，在底板的底部，且位于条形开孔的前后两侧各设置有一梯形滑板，各梯形滑板的位于条形开孔侧的侧壁由下到上为向前后外侧倾斜的倾斜面；支撑滑块的前后侧壁由下到上为向前后内侧倾斜的倾斜面，与梯形滑板的侧壁相贴合，并沿梯形滑板的侧壁左右滑动。