一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机

摘要

本发明公开了一种火箭基组合循环引射模态性能实验发动机，主火箭燃烧室固定在二次燃烧室前部，进气道分别安装在主火箭燃烧室的上下两侧，进气道入口端通过支撑耳固定在主火箭燃烧室后部，进气道后端通过进气道法兰与二次燃烧室法兰和二次燃烧室连接，二次燃烧室为扩张等直构型；主火箭燃烧室和二次燃烧室匹配连接，在喷管扩张段采用流道由圆转方的渐进变化。主火箭燃烧室采用贴壁浇注的七角星形和内孔组合装药，点火燃烧后主火箭燃气流量基本保持不变,验证火箭基组合循环发动机引射模态性能随飞行马赫数和高度的变化规律，为流道设计提供依据。本发明结构简单，维护方便，可拓展研究燃气组分对发动机性能和弹道爬升的影响。