[发明专利]一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台

说明书

本发明公开一种模块化的固体火箭超燃冲压发动机试验平台，包括隔离段与燃烧室结构，该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。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，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。

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；