CN114412655B - 宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 - Google Patents
宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 Download PDFInfo
- Publication number
- CN114412655B CN114412655B CN202111574586.9A CN202111574586A CN114412655B CN 114412655 B CN114412655 B CN 114412655B CN 202111574586 A CN202111574586 A CN 202111574586A CN 114412655 B CN114412655 B CN 114412655B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- plate
- cone
- variable expansion
- collecting cavity
- liquid collecting
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 title claims abstract description 45
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 92
- 239000007788 liquid Substances 0.000 claims description 83
- 230000008929 regeneration Effects 0.000 claims description 75
- 238000011069 regeneration method Methods 0.000 claims description 75
- 239000000110 cooling liquid Substances 0.000 claims description 35
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 19
- 239000007921 spray Substances 0.000 claims description 4
- 230000006835 compression Effects 0.000 claims description 3
- 238000007906 compression Methods 0.000 claims description 3
- 238000007789 sealing Methods 0.000 claims description 3
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims description 2
- 230000001172 regenerating effect Effects 0.000 description 21
- 239000002826 coolant Substances 0.000 description 8
- 238000000034 method Methods 0.000 description 8
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 5
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 4
- 239000012809 cooling fluid Substances 0.000 description 3
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 3
- 239000002737 fuel gas Substances 0.000 description 2
- 230000008602 contraction Effects 0.000 description 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000011010 flushing procedure Methods 0.000 description 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 1
- 230000002035 prolonged effect Effects 0.000 description 1
- 230000000630 rising effect Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/06—Varying effective area of jet pipe or nozzle
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
- F02K1/78—Other construction of jet pipes
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02K—JET-PROPULSION PLANTS
- F02K7/00—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof
- F02K7/10—Plants in which the working fluid is used in a jet only, i.e. the plants not having a turbine or other engine driving a compressor or a ducted fan; Control thereof characterised by having ram-action compression, i.e. aero-thermo-dynamic-ducts or ram-jet engines
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
Abstract
本发明公开了宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，包括固定壳体，其为一两端和顶部敞口的空心壳体，其具有位于底部的底板，和位于底板两侧的两个侧板，在两个侧板的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板；底板、两个侧板、固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的板体内部设置有多条冷却通道；转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板用于根据飞行马赫数的要求，分别调节转动倾斜角度，以实现不同的内流道形状。解决了高超声速发动机变几何结构的需求，并且解决了发动机燃烧室在高温下长时间工作的问题。
Description
技术领域
本发明属于宽域高超声速冲压发动机技术领域，具体涉及宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构。
背景技术
高超声速飞行器是目前世界各国军事技术中研究的重点项目，高超声速飞行器的基础在于其配置的冲压发动机能够在高马赫数、大攻角范围内稳定工作。传统冲压发动机都是针对一个设计点进行构型优化，但是当该发动机工作在非设计点的工况下时，发动机性能往往难以达到最佳水平，因此为了这类宽域高超声速发动机能够满足宽范围应用需求，必须设计变结构燃烧室。
在发动机变结构方向，以往对于航空发动机与组合发动机的设计方案较多，比如航空发动机的矢量喷管技术，火箭基组合循环发动机的变结构进气道技术，涡轮基组合循环发动机的进气道和尾喷管变结构技术等。而高超声速冲压发动机的方向却少有变结构燃烧室出现，主要原因是超燃冲压发动机在工作过程中的高温会对可变结构部件的结构稳定性提出较高要求，且传统变结构方式存在结构重量较大的缺点，不适用于高超声速飞行器。
宽域高超声速飞行器在工作过程中为保证在不同飞行高度和飞行速度时燃烧室内燃料的充分燃烧，需要针对不同飞行马赫数下的燃烧室结构进行调整，进而调整燃烧室喉道的扩张比来控制燃烧室内的压力。例如在低飞行马赫数情况下，需要根据飞行速度的提高逐渐增加喉道扩张比，保持燃烧室内压力。在高飞行马赫数下，需要将燃烧室喉部改为等扩张结构，组织超声速燃烧。
发明内容
本发明的目的是提出了一种宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，以解决高超声速发动机变几何结构的需求，并且解决了发动机燃烧室在高温下长时间工作的问题。
本发明采用以下技术方案：宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，包括：
一固定壳体，其为一两端和顶部敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，进气端开口小于出气端开口；其具有位于底部的底板，和位于底板两侧的两个侧板，在在两个侧板的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板；
其中，固定上盖板两侧与两个侧板固定连接；转动摆锥为扇形柱体结构，其摆动轴心设置在其上靠近固定上盖板的一侧，并分别铰接至两个侧板上；固定上盖板与转动摆锥下方的腔体形成压缩段；
第一段可变扩张板和第二段可变扩张板均倾斜向上设置、以在固定壳体内形成两段扩张段；转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板之间均为铰接，第二段可变扩张板的末端交接至出气端；
底板、两个侧板、固定上盖板、转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的板体内部设置有多条冷却通道；
转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板用于根据飞行马赫数的要求，分别调节转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的倾斜角度，以实现不同的内流道形状。
进一步的，在进气端套设一入口固定环；
入口固定环上：与侧板连接处设置有侧板再生冷却液入口和侧板再生冷却入口集液腔；与底板连接处设置有底板再生冷却液入口和底板再生冷却入口集液腔；与固定上盖板连接处设置有固定上盖板再生冷却液入口和上盖板再生冷却入口集液腔。
进一步的，在出气端套设一出口固定环；
出口固定环上：与侧板连接处设置有侧板再生冷却液出口和侧板再生冷却液出口集液腔；与底板连接处设置有底板再生冷却液出口和底板出口集液腔。
进一步的，转动摆锥内沿其边缘设置转动摆锥冷却通道，在转动摆锥冷却通道的一端设置转动摆锥入口集液腔，另一端设置转动摆锥出口集液腔，转动摆锥冷却液入口与转动摆锥入口集液腔连通、且位于转动摆锥前端，转动摆锥冷却液出口与转动摆锥出口集液腔连通、且位于转动摆锥后端。
进一步的，第一段可变扩张板内部并列设置多条再生冷却通道，各个再生冷却通道的入口连通至一再生冷却入口集液腔，各个再生冷却通道的出口连通至一再生冷却出口集液腔，再生冷却入口集液腔上设置有一入口集液腔水管连接口，再生冷却出口集液腔上设置有一出口集液腔水管连接口。
进一步的，第二段可变扩张板内部并列设置多条再生冷却通道，各个再生冷却通道的入口连通至一再生冷却入口集液腔，各个再生冷却通道的出口连通至一再生冷却出口集液腔，再生冷却入口集液腔上设置有一入口集液腔水管连接口，再生冷却出口集液腔上设置有一出口集液腔水管连接口。
进一步的，转动摆锥的摆动角度α为-5°～-60°。
进一步的，在转动摆锥、第一段可变扩张板和第二段可变扩张板的上方密封罩设有被压腔。
本发明的有益效果是：针对现有高超声速冲压发动机的变几何喉道需求，通过设计摆锥及扩张板的方式，将摆锥形单侧扩张燃烧室与扩张板方案下的单侧扩张发动机喷管相结合，使发动机燃烧室结构更加紧凑，缩短燃烧室长度。并且通过设计再生冷却结构，避免了高超声速发动机在飞行过程中所受到的高温环境对发动机结构的影响。
附图说明
图1为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的一种视角下的立体结构示意图；
图2为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的侧视结构示意图；
图3为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的另一种视角下的结构示意图；
图4为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的转动摆锥结构示意图；
图5为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的第一段可变扩张板的结构示意图；
图6为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的第二段可变扩张板的结构示意图；
图7为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的入口固定环处的结构示意图；
图8为本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的出口固定环处的结构示意图。
其中，100.固定壳体，101.入口固定环，102.侧板，103.底板，104.固定上盖板，106.出口固定环；
200.转动摆锥，201.转动摆锥入口集液腔，202.转动摆锥冷却通道，203.转动摆锥出口集液腔，204.转动摆锥冷却液入口，205.转动摆锥冷却液出口，206.转轴；
300.第一段可变扩张板；301.再生冷却入口集液腔，302.再生冷却通道，303.再生冷却出口集液腔，304.入口集液腔水管连接口，305.出口集液腔水管连接口；
400.第二段可变扩张板，401.再生冷却入口集液腔，402.再生冷却通道，403.再生冷却出口集液腔，404.入口集液腔水管连接口，405.出口集液腔水管连接口；
500.背压腔；
1021.侧板再生冷却液入口，1031.底板再生冷却液入口，1041.固定上盖板再生冷却液入口；
1024.侧板再生冷却液入口集液腔，1034.底板再生冷却液入口集液腔，1044.固定上盖板再生冷却液入口集液腔；
1023.侧板再生冷却液出口，1033.底板再生冷却液出口；
1025.侧板再生冷却液出口集液腔，1035.底板出口集液腔，1045.固定上盖板出口集液腔；
1022.侧板再生冷却通道，1032.底板再生冷却通道，1042.固定上盖板再生冷却通道。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明提供了一种使用转动摆锥的变结构燃烧室喷管，如图1所示，包括固定壳体100，其为一两端和顶部敞口的空心壳体。固定壳体100具有位于底部的底板103，和位于底板103两侧的两个侧板102。如图2和图3所示，在两个侧板102的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板104、转动摆锥200、第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400。底板103、两个侧板102、固定上盖板104、转动摆锥200、第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400的板体内部设置有多条冷却通道。转动摆锥200、第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400用于根据飞行马赫数的要求，分别调节转动摆锥200、第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400的倾斜角度，以实现不同的内流道形状。
其中，固定壳体100为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，进气端开口小于出气端开口。
固定上盖板104两侧与两个侧板102固定连接。固定上盖板104为来流进口端。每个侧板102为竖直放置的前段水平后段扩张上升的板状结构。
如图4所示，转动摆锥200为扇形柱体结构，其摆动轴心设置在其上靠近固定上盖板104的一侧，并分别铰接至两个侧板102上；其位于固定壳体100内的工作面为弧形；转动摆锥200用于在外力牵引下，沿其铰接点摆动，摆动角度α为-5°～-60°。转动摆锥200的偏心转轴位于固定上盖板104上方，不仅有利于燃烧室冷却与密封的要求，并且保证了转动摆锥后端和第一段可变扩张板300呈现连续相切状态，有利于降低高温燃气对上盖板后段连接处以及转动摆锥转轴的影响，增加使用寿命，并且有利于该装置的长时间使用。转动摆锥200内部同样具有再生冷却通道及其集液腔，冷却液出入口为集液腔中段。使用柔性管与冷却液燃料管路相连。
固定上盖板104与转动摆锥200下方的腔体形成压缩段。第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400均倾斜向上设置、以在固定壳体100内形成两段扩张段；转动摆锥200、第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400之间均为铰接，第二段可变扩张板400的末端交接至出气端。
第一段可变扩张板300的一端、与转动摆锥200远离其摆动轴心的位置铰接，第一段可变扩张板300的另一端与第二段可变扩张板400的一端铰接，第二段可变扩张板400的另一端铰接至出气端。其中，位于转动摆锥200和第一段可变扩张板300下方的腔体为燃烧室、位于第二段可变扩张板400下方的腔体为喷管。
在一些实施例中，入口固定环101套设在进气端。如图7所示，入口固定环101为一环形结构腔室，其内同时为侧板102、底板103、固定上盖板104内的再生冷却通道提供集液腔。入口固定环101上：与侧板102连接处设置有侧板再生冷却液入口1021和侧板再生冷却入口集液腔1024；与底板103连接处设置有底板再生冷却液入口1031和底板再生冷却入口集液腔1034；与固定上盖板104连接处设置有固定上盖板再生冷却液入口1041和上盖板再生冷却入口集液腔1044。
在一些实施例中，出口固定环106套设在出气端。如图8所示，出口固定环106内为侧板102、底板103内的再生冷却通道提供集液腔。出口固定环106上：出口固定环106上：与侧板102连接处设置有侧板再生冷却液出口1023和侧板再生冷却液出口集液腔1025；与底板103连接处设置有底板再生冷却液出口1033和底板出口集液腔1035。
两个侧板102中，每个侧板内部并列设置多条再生冷却通道1022。侧板再生冷却液入口集液腔1024位于侧板102与入口固定环101内，侧板再生冷却液出口集液腔1025位于侧板102与出口固定环106内。
底板103中存在再生冷却通道1032，冷却液入口集液腔1034位于底板103与入口固定环101内，冷却液出口集液腔1035位于底板103与出口固定环105中。固定上盖板104内存在再生冷却通道1042，冷却液入口集液腔1044位于前段上盖板104与入口固定环101内，冷却液出口集液腔1045位于固定上盖板104与摆锥前端衬板106内。
在一些实施例中，如图4所示，转动摆锥200内沿其边缘设置转动摆锥冷却通道202，在转动摆锥冷却通道202的一端设置转动摆锥入口集液腔201，另一端设置转动摆锥出口集液腔203，转动摆锥冷却液入口204与转动摆锥入口集液腔201连通、且位于转动摆锥前端，转动摆锥冷却液出口205与转动摆锥出口集液腔203连通、且位于转动摆锥后端，转动摆锥的转动轴心处设置一个转轴206，转轴206与壳体上的轴承座相连。
在一些实施例中，如图5所示，第一段可变扩张板300的冷却通道：第一段可变扩张板300前端通过铰链与摆锥200后端相连，同时后端通过铰链与第二段可变扩张板400前端相连。第一段可变扩张板内部存在多条再生冷却通道302，各个再生冷却通道302的入口连通至一再生冷却入口集液腔301，各个再生冷却通道302的出口连通至一再生冷却出口集液腔303，再生冷却入口集液腔301上设置有一入口集液腔水管连接口304，再生冷却出口集液腔303上设置有一出口集液腔水管连接口305。再生冷却入口集液腔301和再生冷却出口集液腔303均设置在第一段可变扩张板300的侧面。
在一些实施例中，如图6所示，第二段可变扩张板400的冷却通道：第二段可变扩张板400前端通过铰链与第一段可变扩张板300后端相连。第二段可变扩张板内部存在并列设置的多条再生冷却通道402，再生冷却入口集液腔401，再生冷却出口集液腔403，入口集液腔水管连接口404和出口集液腔水管连接口405。各个再生冷却通道402的入口连通至一再生冷却入口集液腔401，各个再生冷却通道402的出口连通至一再生冷却出口集液腔403，再生冷却入口集液腔401上设置有一入口集液腔水管连接口404，再生冷却出口集液腔403上设置有一出口集液腔水管连接口405。
在一些实施例中，转动摆锥200的摆动角度α为-5°～-60°。
在一些实施例中，在转动摆锥200、第一段可变扩张板300和第二段可变扩张板400的上方密封罩设有被压腔500。
本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的使用方法为：在宽域高超声速发动机飞行过程中，随着飞行速度增加，喷管内压力逐渐增加，当发动机启动时飞行速度约为Ma3左右，通过控制电机将第一级扩张角转动到较小位置(如表中-33.5°)，第二、第三级扩张角转动到较大位置；在飞行速度升至Ma6及以上时，通过控制电机将第一级扩张角转到较大位置，第二、第三级扩张角赚到较小位置。由于冲压发动机在飞行过程中，燃烧室压力提升是增加发动机性能的显著体现。因此在起飞和低速飞行的过程中，燃烧室压力需要一个收缩结构来增加燃烧室内压力，随着来流马赫数越来越大，空气在进入燃烧室前就会获得较高的滞止压力，进而提高了燃烧室压力。本发明通过对发动机不同速度阶段选择不同的转动摆锥角度，使得喷管扩张比在飞行速度提升的过程中逐渐降低，使燃烧室的推力和比冲性能达到最佳状态。
表1发动机喉道扩张表
本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构应用于宽域高超声速冲压发动机，如下图1所示，发动机启动时，按照表1的数据，将转动摆锥角度设置在第一级扩张角α＝-33.5°的位置上，第一段扩张板角度设置为第二级扩张角β＝39.9°，第二段扩张板角度设置为第三级扩张角γ＝40.7°。在飞行过程中，随着发动机飞行高度和飞行速度的增加，冲压发动机在工作过程中第一级扩张角逐渐增加，第二、第三级扩张角逐渐降低，因此喉道扩张比逐渐降低。
本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的转动摆锥200的偏心转轴位于固定上盖板104上方，保证了转动摆锥前端和与上盖板104呈现连续相切状态，有利于降低高温燃气对转动摆锥转轴的影响，增加使用寿命，并且有利于该装置的长时间使用。转动摆锥200内部同样具有再生冷却通道及其集液腔，冷却液出入口为集液腔中段。使用柔性管与冷却液(燃料)管路相连。
本发明宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构的作动机构的前后推动通过一根推杆及铰链结构传导至转动摆锥200上，使得转动摆锥200的转动摆锥的第一级扩张角α可以在-33.5～-7.6°的范围内转动调整，第一段可变扩张板300一端铰接于摆锥200后端、一端由作动机构推动的作用下旋转，第二段可变扩张板400一端铰接于第一段可变扩张板300后端、一端由作动机构推动的。
Claims (8)
1.宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，包括：
一固定壳体(100)，其为一两端敞口的空心壳体，两端分别为进气端和出气端，所述进气端开口小于所述出气端开口；其具有位于底部的底板(103)和位于底板(103)两侧的两个侧板(102)，在所述两个侧板(102)的顶部沿进气端至出气端依次密封设置有固定上盖板(104)、转动摆锥(200)、第一段可变扩张板(300)和第二段可变扩张板(400)；
其中，所述固定上盖板(104)两侧与两个所述侧板(102)固定连接；所述转动摆锥(200)为扇形柱体结构，其摆动轴心设置在其上靠近所述固定上盖板(104)的一侧，并分别铰接至两个侧板(102)上；所述固定上盖板(104)与所述转动摆锥(200)下方的腔体形成压缩段；
所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)均倾斜向上设置、以在固定壳体(100)内形成两段扩张段；所述转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)之间均为铰接，所述第二段可变扩张板(400)的末端铰接至出气端；
所述底板(103)、两个侧板(102)、固定上盖板(104)、转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)的板体内部设置有多条冷却通道；
所述转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)用于根据飞行马赫数的要求，分别调节所述转动摆锥(200)、所述第一段可变扩张板(300)和所述第二段可变扩张板(400)的倾斜角度，以实现不同的内流道形状；
位于转动摆锥(200)和第一段可变扩张板(300)下方的腔体为燃烧室、位于第二段可变扩张板(400)下方的腔体为喷管。
2.如权利要求1所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，在所述进气端套设一入口固定环(101)；
所述入口固定环(101)上：与侧板(102)连接处设置有侧板再生冷却液入口(1021)和侧板再生冷却入口集液腔(1024)；与底板(103)连接处设置有底板再生冷却液入口(1031)和底板再生冷却入口集液腔(1034)；与固定上盖板(104)连接处设置有固定上盖板再生冷却液入口(1041)和上盖板再生冷却入口集液腔(1044)。
3.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，在所述出气端套设一出口固定环(106)；
所述出口固定环(106)上：与侧板(102)连接处设置有侧板再生冷却液出口(1023)和侧板再生冷却液出口集液腔(1025)；与底板(103)连接处设置有底板再生冷却液出口(1033)和底板出口集液腔(1035)。
4.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，所述转动摆锥(200)内沿其边缘设置转动摆锥冷却通道(202)，在转动摆锥冷却通道(202)的一端设置转动摆锥入口集液腔(201)，另一端设置转动摆锥出口集液腔(203)，转动摆锥冷却液入口(204)与转动摆锥入口集液腔(201)连通、且位于转动摆锥前端，转动摆锥冷却液出口(205)与转动摆锥出口集液腔(203)连通、且位于转动摆锥后端。
5.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，所述第一段可变扩张板(300)内部并列设置多条再生冷却通道(302)，各个所述再生冷却通道(302)的入口连通至一再生冷却入口集液腔(301)，各个所述再生冷却通道(302)的出口连通至一再生冷却出口集液腔(303)，所述再生冷却入口集液腔(301)上设置有一入口集液腔水管连接口(304)，所述再生冷却出口集液腔(303)上设置有一出口集液腔水管连接口(305)。
6.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，所述第二段可变扩张板(400)内部并列设置多条再生冷却通道(402)，各个所述再生冷却通道(402)的入口连通至一再生冷却入口集液腔(401)，各个所述再生冷却通道(402)的出口连通至一再生冷却出口集液腔(403)，所述再生冷却入口集液腔(401)上设置有一入口集液腔水管连接口(404)，所述再生冷却出口集液腔(403)上设置有一出口集液腔水管连接口(405)。
7.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，所述转动摆锥(200)的摆动角度α为-5°～-60°。
8.如权利要求1或2所述的宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构，其特征在于，在所述转动摆锥(200)、第一段可变扩张板(300)和第二段可变扩张板(400)的上方密封罩设有背压腔(500)。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111574586.9A CN114412655B (zh) | 2021-12-21 | 2021-12-21 | 宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN202111574586.9A CN114412655B (zh) | 2021-12-21 | 2021-12-21 | 宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN114412655A CN114412655A (zh) | 2022-04-29 |
| CN114412655B true CN114412655B (zh) | 2023-11-14 |
Family
ID=81266662
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN202111574586.9A Active CN114412655B (zh) | 2021-12-21 | 2021-12-21 | 宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN114412655B (zh) |
Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1255001A (fr) * | 1960-01-19 | 1961-03-03 | Snecma | Perfectionnements aux tuyères d'éjection de propulseurs à réaction |
| US5202525A (en) * | 1990-01-29 | 1993-04-13 | General Electric Company | Scramjet engine having improved fuel/air mixing |
| EP0646715A1 (fr) * | 1993-09-30 | 1995-04-05 | Societe Europeenne De Propulsion | Tuyère bidimensionnelle à détente-déflection adaptable à différentes conditions de vol |
| US5727382A (en) * | 1995-07-12 | 1998-03-17 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Aircraft ram jet engine for supersonic and/or hypersonic flight |
| CN105240160A (zh) * | 2015-10-29 | 2016-01-13 | 西北工业大学 | 一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室 |
| CN106907272A (zh) * | 2017-03-23 | 2017-06-30 | 西北工业大学 | 变结构火箭基组合动力循环发动机 |
| CN110307987A (zh) * | 2019-06-19 | 2019-10-08 | 西北工业大学 | 一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置 |
| CN110469426A (zh) * | 2019-08-22 | 2019-11-19 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭 |
| CN112594737A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-04-02 | 北京理工大学 | 一种斜爆震波驻定控制方法及变几何燃烧室 |
-
2021
- 2021-12-21 CN CN202111574586.9A patent/CN114412655B/zh active Active
Patent Citations (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR1255001A (fr) * | 1960-01-19 | 1961-03-03 | Snecma | Perfectionnements aux tuyères d'éjection de propulseurs à réaction |
| US5202525A (en) * | 1990-01-29 | 1993-04-13 | General Electric Company | Scramjet engine having improved fuel/air mixing |
| EP0646715A1 (fr) * | 1993-09-30 | 1995-04-05 | Societe Europeenne De Propulsion | Tuyère bidimensionnelle à détente-déflection adaptable à différentes conditions de vol |
| US5727382A (en) * | 1995-07-12 | 1998-03-17 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Aircraft ram jet engine for supersonic and/or hypersonic flight |
| CN105240160A (zh) * | 2015-10-29 | 2016-01-13 | 西北工业大学 | 一种火箭基组合循环发动机变结构燃烧室 |
| CN106907272A (zh) * | 2017-03-23 | 2017-06-30 | 西北工业大学 | 变结构火箭基组合动力循环发动机 |
| CN110307987A (zh) * | 2019-06-19 | 2019-10-08 | 西北工业大学 | 一种变结构火箭基组合动力循环燃烧室实验装置 |
| CN110469426A (zh) * | 2019-08-22 | 2019-11-19 | 中国人民解放军国防科技大学 | 一种推力连续可调的固体火箭发动机及固体火箭 |
| CN112594737A (zh) * | 2020-12-10 | 2021-04-02 | 北京理工大学 | 一种斜爆震波驻定控制方法及变几何燃烧室 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN114412655A (zh) | 2022-04-29 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105156227B (zh) | 一种预冷吸气式变循环发动机 | |
| US5165227A (en) | Propelling nozzle for a hypersonic engine | |
| CN107013368B (zh) | 涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机控制方法 | |
| CN106285946A (zh) | 双轴转动变形的通道无尖角内乘波式变几何进气道 | |
| CN104632411A (zh) | 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道 | |
| CN109670269B (zh) | 一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法 | |
| CN107013367A (zh) | 涡轮基双燃烧室冲压组合循环发动机 | |
| CN109458271A (zh) | 一种旋转爆震发动机进气道与尾喷管一体化设计方法 | |
| CN105971733B (zh) | 一种封闭式变结构二维超音速进气道 | |
| CN114439646B (zh) | 空气涡轮火箭冲压组合推进系统 | |
| CN113864083A (zh) | 一种新型变循环燃气涡轮发动机 | |
| CN110500199A (zh) | 一种喉道及出口面积均可调的二元喷管调节装置 | |
| CN108506111B (zh) | 一种微小型涡扇发动机 | |
| US3807639A (en) | Variable-geometry nozzles for jet propulsion engines | |
| CN113868770B (zh) | 基于三维弯曲激波组合进气道反设计方法 | |
| CN114412655B (zh) | 宽域高超声速冲压发动机燃烧室尾喷管一体化可调结构 | |
| CN117235891B (zh) | 一种并联多模块宽速域鼓包可调进气道设计方法 | |
| CN109408993A (zh) | 一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机的设计方法 | |
| CN116753075A (zh) | 一种宽速域发动机的进气道与预冷器一体化构型 | |
| CN209083430U (zh) | 一种外涵内置火箭的涡扇冲压组合发动机 | |
| US9849975B2 (en) | Deflection cone in a reaction drive helicopter | |
| US5094071A (en) | Turboramjet engine | |
| CN215633355U (zh) | 基于三维弯曲激波组合进气道 | |
| CN116066256A (zh) | 一种新型混动自适应可变涵道比涡扇发动机及调节方法 | |
| CN215057794U (zh) | 一种可实现高超声速飞行的预冷涡轮发动机 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |