[发明专利]一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室

权利要求书

1.一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室，其特征在于:包括驱动系统、背压腔、燃烧室，驱动系统位于背压腔上部，背压腔固定在燃烧室可变段的上面，且与燃烧室形成一体结构；所述燃烧室包括燃烧室固定段、第一可变段、第二可变段、第三可变段、第四可变段、球头铰链凸面、球头铰链凹面、轴向密封槽，固定段与第一可变段、第二可变段、第三可变段、第四可变段依次连接，各可变段一端设有球头铰链凸面，另一端设有球头铰链凹面，各可变段之间通过球头铰链凸面与球头铰链凹面配合连接，各可变段两侧有轴向密封槽，轴向密封槽内填充石墨条，实现燃烧室与背压腔之间轴向密封；

所述驱动系统包括第一连杆、第二连杆、第一驱动杆、第二驱动杆、第一液压驱动机构、第二液压驱动机构、支撑框架,支撑框架与背压腔固连，两套液压驱动机构分别固定在支撑框架内的顶部，两套液压驱动机构分别与第一驱动杆、第二驱动杆连接，第一驱动杆、第二驱动杆分别穿过背压腔与第一可变段、第三可变段上表面的凸耳通过第一连杆、第二连杆连接；

燃烧室面积变化由以下公式得到:

AeAi=τe(1+k-12Mai2)-k-12Mai2]]>

式中，A_e为燃烧室出口面积，A_i为燃烧室入口面积，τ_e为燃烧室出口总温与燃烧室入口总温比值，Ma_i为燃烧室入口马赫数；

喉道处面积由流量公式求得:

At=m·TtK×Pt]]>

式中，A_t为喉道处面积,T_t为喉道处总温,P_t为喉道处总压，

为质量流量，K为常数。