一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台

技术领域

本发明涉及固体火箭超燃冲压发动机技术领域，具体是一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台。

背景技术

固体火箭超燃冲压发动机构型最早由国防科技大学夏智勋等人提出，该发动机是利用燃气发生器产生的富燃燃气与空气掺混燃烧产生高温燃气，经喷管膨胀作用产生推力。固体火箭超燃冲压发动机相比于液体超燃冲压发动机具有结构简单成本低、作战反应时间短、机动性与安全性好、贮存时间长等优势，相比于固体燃料超燃冲压发动机具有流量易调节、不存在点火及火焰稳定问题、燃烧室工作过程受来流参数影响小、工作时间长等优势，因此固体火箭超燃冲压发动机作为未来高超声速巡航武器动力系统，具有广泛的前景，得到了国内外学者的重视。

现有的用于固体火箭超燃冲压发动机研究方法包括数值仿真和地面直连试验两种，其中以数值仿真为主。数值仿真成本低、周期短，可以快速得到结果，并获取丰富的流场信息，但受限于数值算法，无法进行全参数仿真，同时仿真结果随机性较大，正确性需要推敲，故数值仿真技术一般作为对理论研究、试验研究的补充。地面直连试验现象直观、数据可靠，是理论、数值方法的检验标准，但当前已公开发表的固体火箭超燃冲压发动机试验中，发动机试验装置皆为针对某一特定试验开发，大多为一次性消耗品，试验成本高，而且存在设重量大、拆装难、试验周期长等缺点。这种试验装置在发动机构型可行性论证阶段尚可采用，但随着研究的进一步深入，此类装置不论在人力物力，还是在试验周期上，都已经无法满足试验需求。

发明内容

基于上述现有技术中的不足，为开展固体火箭超燃冲压发动机性能预示和一体化优化设计，完成发动机部件匹配和整体性能优化研究，本发明提供一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台，为固体火箭超燃冲压发动机的工程应用奠定了基础。

为实现上述目的，本发明提供一种固体火箭超燃冲压发动机试验用燃烧室结构，包括燃烧室壳体以及设在燃烧室壳体的内型面组件；

所述内型面组件包括若干依次相连的内型面单元，且相邻的两个所述内型面单元通过凹凸搭接的方式配合相连，各内型面单元内设有依次连通的燃烧室内流道；

各所述内型面单元均与燃烧室壳体固定相连。

在其中一个实施例中，所述燃烧室壳体包括若干依次相连的壳体单元；

相邻的两个所述壳体单元之间通过法兰固定相连，各内型面单元内设有依次连通的内型面安置腔；

各所述内型面单元设在内型面安置腔内且与壳体单元固定相连。

在其中一个实施例中，各所述内型面单元均与燃烧室壳体之间的连接方式为螺栓连接与T型槽连接中的至少一个。

在其中一个实施例中，所述燃烧室内流道的流道壁上设有凹腔；

所述凹腔位于任意一个内型面单元的内壁上；或

所述凹腔位于任意两个相连内型面单元的内壁连接处。

为实现上述目的，本发明还提供一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台，其特征在于，包括隔离段与上述固体火箭超燃冲压发动机试验用燃烧室结构；

所述隔离段内设有气流通道，所述隔离段的尾端与燃烧室壳体的首端固定相连且抵接对应的内型面单元，以使得所述气流通道与燃烧室内流道连通；

所述隔离段上靠近尾端的位置设有燃气发生器连接结构，以用于连通气流通道与外部的燃气发生器；

所述隔离段与燃烧室壳体上均设有若干测压孔。

在其中一个实施例中，还包括挡板，所述挡板固定连接在燃烧室壳体的尾端且抵接对应的内型面单元。

在其中一个实施例中，所述隔离段为等截面构型或渐扩构型。

在其中一个实施例中，所述燃气发生器连接结构为法兰盘。

相较于现有技术，本发明提供的一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台，具有如下有益效果：

1.通过燃烧室壳体和内型面组件单独设计，实现燃烧室壳体的多次重复使用，可减低试验成本，缩短试验周期；

2.通过螺纹连接或T型槽搭接方法，实现燃烧室壳体与内型面单元的连接与定位，装置简单可靠；

3.通过更换内型面单元，实现不同构型的发动机试验，为开展固体火箭超燃冲压发动机性能预示和一体化优化设计，完成发动机部件匹配和整体性能优化研究，奠定试验基础；

4.通过设计多段燃烧室壳体和内型面单元，实现各部件的组装、替换，同时减小各零件质量，便于安装与拆卸。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中固体火箭超燃冲压发动机试验用燃烧室结构的轴测图；

图2为本发明实施例中固体火箭超燃冲压发动机试验用燃烧室结构的剖视图；

图3为本发明实施例中内型面单元均与燃烧室壳体之间采用螺纹连接的结构剖视图；

图4为本发明实施例中内型面单元均与燃烧室壳体之间采用T型槽连接的结构剖视图；

图5为本发明实施例中模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台的轴测图；

图6为本发明实施例中模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台的剖视图；

图7为本发明实施例中隔离段的结构示意图。

附图标号：内型面单元101、燃烧室内流道102、壳体单元103、凹腔104；隔离段201、气流通道202、燃气发生器连接结构203、挡板204、突扩结构205、测压孔206。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1-2所示为本实施例所公开的一种固体火箭超燃冲压发动机试验用燃烧室结构，其包括包括燃烧室壳体以及设在燃烧室壳体内部的内型面组件，内型面组件包括若干依次相连的内型面单元101，且相邻的两个内型面单元101通过凹凸搭接的方式配合相连，各内型面单元101内设有依次连通的燃烧室内流道102；各内型面单元101均与燃烧室壳体固定相连。该实施结构不仅通过燃烧室壳体和内型面组件单独设计，实现燃烧室壳体的多次重复使用，可减低试验成本，缩短试验周期；而且可以通过更换内型面单元101，实现不同构型的发动机试验，为开展固体火箭超燃冲压发动机性能预示和一体化优化设计，完成发动机部件匹配和整体性能优化研究，奠定试验基础。

本实施例中，内型面单元101可以为一筒状结构的独立单元件，也可以是由两个对向设在燃烧室壳体内壁上的内型面单元件所构成的组合件。以所需实验的固体火箭超燃冲压发动机为矩形截面发动机为例，该示例中根据发动机的长度将内型面组件分为三组内型面单元101，每组内型面单元101包括两个内型面单元件。同一组内型面单元101中，一个内型面单元件的固定连接在燃烧室壳体的顶壁上，另一个内型面单元件的固定连接在燃烧室壳体的底壁上，此时两个内型面单元件与燃烧室壳体的两个侧壁共同围成燃烧室内流道102的一段。其中，内型面单元101上与燃烧室壳体相接触的面为平面，内型面单元件上朝向燃烧室内流道102面则根据试验需求设计，同样的，燃烧室组件上未与内型面单元件相连的面上也根据试验需求设计，本实施例中均不再赘述。

参考图3-4，各内型面单元101均与燃烧室壳体之间的连接方式可以为螺纹连接，也可以是T型槽结构的卡扣连接，也可以同时采取上述的两种连接方式，以使得各内型面单元101均与燃烧室壳体之间的连接更加稳定。

具体地，当各内型面单元101均与燃烧室壳体之间的连接方式可以为螺纹连接时，在燃烧室壳体上开设螺纹通孔，并在内型面单元101上开设与螺纹通孔对应的螺纹沉孔，随后通过螺纹通孔、螺纹沉孔与螺杆、螺帽的配合实现各内型面单元101均与燃烧室壳体之间的固定连接。其中优选地，螺纹通孔的孔径大于螺纹沉孔的孔径，以便于拆卸。进一步地，燃烧室壳体的外壁上对应螺纹通孔的位置设有1mm身的凹槽，以用于防止铜垫片，保证燃烧室壳体与内型面单元101之间的密封效果。

当各内型面单元101均与燃烧室壳体之间的连接方式可以为T型槽连接时，在内型面单元件上与壳体组件相连的一部分设置为T型截面的T型凸起结构，而在燃烧室壳体上设有对应的T型槽，随后通过T型凸起结构与T型槽的嵌入配合实现各内型面单元101均与燃烧室壳体之间的固定连接。

优选地，燃烧室壳体包括若干依次相连的壳体单元103；相邻的两个壳体单元103之间通过法兰固定相连，各内型面单元101内设有依次连通的内型面安置腔；各内型面单元101设在内型面安置腔内且与壳体单元103固定相连。通过将多段燃烧室壳体设计为多段结构的壳体单元103，配合多段结构的内型面单元101，实现各部件的组装、替换，同时减小各零件质量，便于安装与拆卸。

进一步优选地，壳体单元103的数量与内型面单元101的数量一一对应，在进而在组装燃烧室的过程中，可以同时组装壳体单元103与内型面单元101，进而更加有效的保持燃烧室的密封性。

再进一步优选地，相邻地两个壳体单元103的连接法兰面上、相邻地两个内型面单元101的连接面上、内型面单元101与壳体单元103的连接面上，均设置有密封结构，进而保证试验过程中燃烧室内流道102的密封性。

本实施例中，燃烧室内流道102的流道壁上设有凹腔104；凹腔104位于任意一个内型面单元101的内壁上；或凹腔104位于任意两个相连内型面单元101的内壁连接处。参考图1，本实施例公开的燃烧室内流道102设计中，采用对称布置的凹腔结构，在内型面单元件的面上设置串联的前向台阶与凹腔，其中，前向台阶与外部的隔离段还能共同配合形成另一个凹腔。

如图5-6所示为本实施例所公开的一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台，包括隔离段201与上述的固体火箭超燃冲压发动机试验用燃烧室结构。其中，隔离段201内设有气流通道202，隔离段201的尾端与燃烧室壳体的首端固定相连且抵接对应的内型面单元101，以使得气流通道202与燃烧室内流道102连通；隔离段201上靠近尾端的位置设有燃气发生器连接结构203，以用于连通气流通道202与外部的燃气发生器；隔离段201与燃烧室壳体上均设有若干测压孔206，以用于测得试验过程中发动机各处的压力数据。

优选地，本实施例中固体火箭超燃冲压发动机试验平台还包括挡板204，挡板204通过法兰固定连接在燃烧室壳体的尾端且抵接对应的内型面单元101，用以加固内型面位置。

本实施例中，隔离段201为等截面构型或渐扩构型，参考图7为渐扩构型的矩形隔离段。在隔离段201上对应燃气发生器连接结构203的位置设置一立方体突扩结构205，用于阻止因燃烧室反压前传导致进气道不启动。为改善燃料分布，可在突扩结构205布置多个燃气喷孔。其中，燃气发生器连接结构203为法兰盘，燃气喷孔即为该法兰盘的法兰中心孔。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。