[发明专利]一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机

摘要

本发明公开了一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，主火箭燃烧室固定在二次燃烧室前部，进气道分别安装在主火箭燃烧室的上下两侧，进气道入口端通过支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次燃烧室连接，二次燃烧室为扩张等直构型；主火箭燃烧室和二次燃烧室匹配连接，在喷管扩张段采用流道由圆转方的渐进变化。主火箭燃烧室采用贴壁浇注的七角星形和内孔组合装药，点火燃烧后主火箭燃气流量基本保持不变,验证火箭基组合循环发动机引射模态性能随飞行马赫数和高度的变化规律，为流道设计提供依据。本发明结构简单，维护方便，可拓展研究燃气组分对发动机性能和弹道爬升的影响。

主权项

一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，其特征在于:包括主火箭燃烧室、进气道、二次燃烧室、加强支撑耳、壳体、点火器、装药、绝热层、喷管、喷管热防护层、进气道法兰、喷管法兰、二次燃烧室法兰，主火箭燃烧室位于二次燃烧室的前部，两个进气道分别位于主火箭燃烧室的上下两侧，且对称安装；进气道入口端部通过加强支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次燃烧室连接；进气道法兰和二次燃烧室法兰通过螺栓连接，喷管法兰位于进气道法兰上中间部位，并将进气道法兰和二次燃烧室法兰分成上下两部分；所述主火箭燃烧室为薄壁筒体,前端部为椭球形封头，封头中心部位有螺孔，点火器一端设有螺纹，点火器与前端部封头通过螺纹连接，主火箭燃烧室内采用贴壁浇注的七角星形和内圆孔组合装药，喷管与壳体通过螺栓连接并加装密封圈，在喷管的扩张段采用流道由圆转方的渐进变化；主火箭燃烧室和二次燃烧室匹配连接，二次燃烧室为长方扩张等直构型，扩张角为3.03°。