一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置的制作方法

本发明属于火箭基组合动力循环燃烧室
技术领域：
，具体涉及一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置。
背景技术：
：火箭基组合动力循环(rocket-based-combined-cycle,rbcc)发动机作为一种宽速域多任务工作的组合推进系统，其将高推重比、低比冲的火箭发动机和低推重比、高比冲的双模态冲压发动机有机地集成于一个流道中，可实现飞行器从零速起飞到高超声速飞行，是未来可重复使用空天运输和临近空间飞行器的主要动力方案之一。rbcc发动机根据飞行状态不同主要经历四个工作模态，即引射模态、亚燃模态、超燃模态和纯火箭模态。针对如此宽范围多模态工作的发动机，宽范围来流参数的变化必然会导致发动机设计参数与之相匹配的改变。其中，燃烧室作为发动机的主要部件，其性能的好坏直接关系到发动机整体性能优劣。若要在宽马赫数范围内高效工作，采用变结构方式能较好的实现其宽范围工作的能力。结合传统亚燃冲压发动机及双模态冲压发动机的优点，即在低飞行马赫数阶段采用大扩张比燃烧室带几何喉道的构型通过组织亚声速燃烧减小燃烧室内总压损失从而提高发动机性能，在高飞行马赫数阶段采用小扩张比纯扩张流道构型保证亚声速燃烧向超声速燃烧平稳过渡。因此，有必要开展一种变结构燃烧室扩张比和几何喉道独立调节的装置，进一步提升发动机宽范围内的性能。技术实现要素：本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，实现不同来流马赫数条件下燃烧室构型的调节，并解决了燃烧室结构调节过程中的动密封问题。为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，包括：燃烧室隔离段，为两端敞口的中空壳体；且中空壳体的内腔由进口端到出口端逐渐扩大。燃烧室扩张段，为两端敞口的中空壳体，由顶板组件、侧板和底板围成；其前端与燃烧室隔离段的出口端相连通；中空壳体的纵切面为底部为直角腰边的直角梯形状。上述顶板组件包括：一固定板，前端与燃烧室扩张段的顶板固定连接，由前到后向上倾斜设置；两侧边各与对应侧的侧板的内壁紧密连接。一平动顶板，位于固定板和侧板围成的腔体内，其前端与固定板前段的下表面滑动连接，两侧面与对应侧的侧板的内壁紧密贴合，可沿固定板的前段前后滑动，以改变燃烧室的扩张比。一转动顶板，前端与平动顶板的尾端铰接连接，两侧面与对应侧的侧板的内壁紧密贴合，可以铰接处为转动轴，其后端可朝向远离或靠近固定板的方向转动，以改变燃烧室的几何喉道面积。进一步地，还包括直线导轨组件；直线导轨组件包括：直线导轨，纵向设置于固定板的下壁上；连接挂架，为一块状体，挂设于直线导轨上，可沿直线导轨前后滑动。连接板，与固定板相平行，一端与平动顶板的上壁连接，另一端与连接挂架相连接，随连接板在直线导轨上前后滑动，以推动平动顶板前后滑动。平动驱动部件，为一液压装置，用于驱动连接挂架带动平动顶板前后滑动。进一步地，还包括：转动驱动部件，为一液压装置，用于驱动转动顶板朝向远离或靠近固定板的方向转动。进一步地，在平动顶板的前段、且与固定板相贴合处前后间隔开设有第一轴向密封槽和第二轴向密封槽，第一轴向密封槽和第二轴向密封槽均与平动顶板的展向相一致，其内用于装填柔性材料。进一步地，在平动顶板和转动顶板的侧壁上开设有贮油腔，贮油腔均为凹槽，且沿轴向设置，其内用于盛放润滑油，以在平动顶板前后移动或转动顶板转动时提供润滑作用。进一步地，在平动顶板和转动顶板的侧壁上沿轴向开设有侧壁密封槽，其为凹槽，与贮油腔上下间隔排布，其内用于装填柔性材料。进一步地，在燃烧室隔离段内设置有一火箭支板，火箭支板沿轴向设置，将燃烧室隔离段内分割为左右两个独立的流道。进一步地，在燃烧室扩张段内的前段、且沿其展向间隔设置有一对燃料支板，用于朝向燃烧室隔离段内喷注燃料；各燃料支板与底板的夹角为45°。进一步地，该平动顶板前后滑动，燃烧室的所对应的飞行马赫数和燃烧室扩张比改变，在对应的飞行马赫数和燃烧室扩张比下，转动顶板由最靠近固定板的位置朝向燃烧室内转动，得到燃烧室的可调节范围如下：；其中：a为几何喉道面积。本发明一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置具有如下优点：1.通过燃烧室平动顶板的移动改变燃烧室扩张比，转动顶板的转动部件的转动改变燃烧室的几何喉道面积。2.各自的液压驱动系统单独控制各自构型的变化，实现了燃烧室扩张比和几何喉道调节的解耦控制，简化了控制调节规律。同时，能够实现在某一燃烧室扩张比下几何喉道的更大范围调节，有利于进一步优化燃烧室性能。3.动密封只有平动顶板和转动顶板相连接处，提高了密封的实现性和可靠性。附图说明图1为变结构燃烧室实验装置示意图；图2为变结构燃烧室内部结构示意图；图3为平动顶板和转动顶板的侧视图。其中：1.燃烧室隔离段；b.燃烧室扩张段；2.侧板；3.固定板；4.侧壁玻璃观测窗；5.冷却水入口；6.冷却水出口；7.测压座；8.支撑前座；9.支撑后座；10.火箭高温射流入口；11.火箭支板；12.燃料支板；13.底部玻璃观测窗；14.平动顶板；15.转动顶板；16.直线导轨组件；16-1.直线导轨；16-2.连接挂架；16-3.连接板；17.平动驱动部件基座；18.转动驱动部件基座；19.测压孔；20.第一轴向密封槽；21.第二轴向密封槽；22.侧壁密封槽；23.转动铰链轴向密封槽；24.贮油腔。具体实施方式本发明一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置，如图1和2所示，包括：燃烧室隔离段1，为两端敞口的中空壳体；且中空壳体的内腔由进口端到出口端逐渐扩大。燃烧室隔离段1的上部设置有火箭高温射流入口10，与高温射流相连通。在燃烧室隔离段1的外壁上还设置有测压座，用于监测其内的压力。燃烧室扩张段b，为两端敞口的中空壳体，由顶板组件、侧板2和底板围成；其前端与燃烧室隔离段1的出口端相连通；中空壳体的纵切面为底部为直角腰边的直角梯形状；上述顶板组件包括：一固定板3，前端与燃烧室扩张段b的顶板固定连接，由前到后向上倾斜设置；两侧边各与对应侧的侧板2的内壁紧密连接。在固定板3的侧壁上沿轴向间隔设置有凸起，在侧板2的内侧壁上，且与固定板3相连接处沿轴向间隔设置有凹槽，凹槽与凸起的个数相同，位置相对应，凸起卡入凹槽中，以实现固定板3和侧板2的配装。一平动顶板14，位于固定板3和侧板2围成的腔体内，其前端与固定板3前段的下表面滑动连接，两侧面与对应侧的侧板2的内壁紧密贴合，可沿固定板3的前段前后滑动，以改变燃烧室的扩张比；一转动顶板15，前端与平动顶板14的尾端铰接连接，两侧面与对应侧的侧板2的内壁紧密贴合，可以铰接处为转动轴，其后端可朝向远离或靠近固定板3的方向转动，以改变燃烧室的几何喉道面积。平动顶板14的后端上壁上开设有纵向转动铰链轴向密封槽23，而转动顶板15的前端，其下部设置有凸起，凸起与密封槽的形状相一致，用于卡于转动铰链轴向密封槽23内。转动铰链轴向密封槽23当平动顶板14滑动至固定板的前段的最后端时，对应ma2来流时燃烧室最大扩张比3.5；当平动顶板14朝向固定板3的前端滑动，燃烧室扩张比逐渐减小，分别可以调至ma2-6+所对应的燃烧室扩张比，其中6+指代的是大于6。此时，燃烧室转动顶板15可朝向远离固定板方向旋转15°，因此燃烧室几何喉道面积最大可以独立改变0.6a，不同燃烧室扩张比对应的几何喉道面积调节范围如表1所示。在飞行马赫数ma>6时，燃烧室不再需要几何喉道，此时燃烧室为纯扩张构型，因此几何喉道面积不再需要调整。表1燃烧室调节范围飞行马赫数燃烧室扩张比几何喉道最大面积几何喉道最小面积ma23.53.5a2.9ama32.82.8a2.2ama42.02.0a1.4ama51.81.8a1.2ama61.31.3a0.7ama>61.01.0a1.0a；其中：a为几何喉道面积。为了使平动顶板14能够前后滑动，设置了直线导轨组件16；直线导轨组件16包括：直线导轨16-1，纵向设置于固定板3的下壁上；连接挂架16-2，为一块状体，挂设于直线导轨16-1上，可沿直线导轨16-1前后滑动；连接板16-3，与固定板3相平行，一端与平动顶板14的上壁连接，另一端与连接挂架16-2相连接，随连接板16-3在直线导轨16-1上前后滑动，以推动平动顶板14前后滑动；平动驱动部件，为一液压装置，用于驱动连接挂架16带动平动顶板14前后滑动。转动驱动部件，为一液压装置，用于驱动转动顶板15朝向远离或靠近固定板3的方向转动。转动驱动部件和平动驱动部件均各对应的驱动转动顶板15和平动顶板14动作，实现了燃烧室扩张比和几何喉道调节的解耦控制，简化了控制调节规律。同时，能够实现在某一燃烧室扩张比下几何喉道的更大范围调节，有利于进一步优化燃烧室性能。在固定板3的下壁面上分别设置有平动驱动部件基座17和转动驱动部件基座18，平动驱动部件基17设置在固定板3的后端，当安装平动驱动部件时，平动驱动部件驱动连接挂件16-2在直线导轨16-1上滑动。为保证平动顶板14与固定板3间的密封性，在平动顶板14的前段、且与固定板3相贴合处前后间隔开设有第一轴向密封槽20和第二轴向密封槽21，第一轴向密封槽20和第二轴向密封槽21均与平动顶板14的展向相一致，其内用于装填柔性密封材料。平动顶板14和转动顶板15在运动过程中，为了使它们能够顺畅运动，在平动顶板14和转动顶板15的侧壁上开设有贮油腔24，贮油腔24均为凹槽，且沿轴向设置，其内用于盛放润滑油，以在平动顶板14前后移动或转动顶板15转动时提供润滑作用。在平动顶板14和转动顶板15的侧壁上沿轴向开设有侧壁密封槽22，其为凹槽，与贮油腔24上下间隔排布，其内用于装填柔性材料。柔性材料与侧板紧密贴合，以实现密封的作用。在燃烧室隔离段1内设置有一火箭支板11，火箭支板11沿轴向设置，将燃烧室隔离段1内分割为左右两个独立的流道。在燃烧室扩张段b内的前段、且沿其展向间隔设置有一对燃料支板12，用于朝向燃烧室隔离段1内喷注燃料；各燃料支板11与底板的夹角为45°。保证了射流和气流在运动过程中的阻力较小。为了保证密封材料不会在燃烧室工作的高温中失效，在侧板内开设冷却水通道，通过水冷实现柔性材料在许用温度内工作。燃烧室侧壁和底部均开有观测窗，可以有效的观测实验过程中燃烧室内的工作情况。观测窗为侧壁玻璃观测窗4和底部玻璃观测窗13。冷却水通道通过冷却水入口5与外界冷源相连通，通过冷却水出口6排出。冷却水入口5设置在侧板2的下部，冷却水出口6设置的侧板2的上部。在用于实际实验过程中，变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置底部设置有支撑前座8和支撑后座9，该实验装置通过支撑前座8和支撑后座9以与实验场地台架连接。当前第1页12