本发明公开了一种用于火箭基组合动力循环发动机的可变燃烧室喉道装置,包括：燃烧室喉道段、喉道堵块和驱动系统；燃烧室喉道段,为一壳体围成的腔体结构,其上端及左端进口端和右端出口端均为敞口状。喉道堵块位于燃烧室喉道段的上端敞口处,且水平板体覆盖于燃烧室喉道段的上端敞口,水平板体的右端与燃烧室喉道段的内侧壁铰接连接；驱动系统,其与水平板体的顶部相连接,其将驱动力作用于水平板体上,带动水平板体以铰接端为固定端,向远离或者靠近燃烧室喉道段的腔体内旋转。该可变燃烧室喉道装置采用机械联动装置改变RBCC发动机燃烧室的喉道结构,只需要调节燃烧室喉道堵块上下转动的角度,调节的部件相对较少,其所需要的密封较简单。

一种燃气发生器,由喷注器、偏心扰流环、球锥形燃烧室和三通弯管组成,其中喷注器呈圆饼形,整体采用3D打印机打印完成,偏心扰流环的上半部为圆柱环,圆柱环顶面与喷注器下凸台底面边缘通过焊接固连,圆柱环侧面底边与球锥形燃烧室的侧孔孔壁通过焊接固连,偏心扰流环的下半部为开口偏心的圆锥环；球锥形燃烧室包括球体腔和圆锥体腔,其中球体腔侧面开有侧孔,圆锥体腔的顶部开有出口,出口与三通弯管的中间进口通过焊接固连,三通弯管整体呈侧T字形,三通弯管的左侧为左端口,采用法兰结构连接形式,右侧为右端口,中部为中间进口,采用凸台定位形式。本发明优化了燃气发生器的结构,能使推进剂高效雾化、掺混和燃烧,提高了燃烧效率。

本发明公开了一种双或三组元连续旋转爆震发动机,包括喷注面板、燃烧室壳体和内喷注器；内喷注器同轴插设在燃烧室壳体前端；位于内喷注器下游的燃烧室壳体的内腔形成为燃烧室；内喷注器与燃烧室壳体前端之间形成环缝状的氧化剂喷注通道；内喷注器的中心设有燃料一集腔,内喷注器朝向燃烧室的外侧壁上设有外凸环,外凸环能使得氧化剂喷注通道形成为收缩扩张段结构；位于外凸环下游的内喷注器侧壁上沿周向均匀布设有若干个燃料一喷孔；燃烧室壳体前端沿周向均匀布设有若干个燃料二喷孔。本发明根据需要可关闭其中一条通道组成二组元喷注模式。在实现双/三组元连续旋转爆震的同时具有良好的掺混效果,保证燃烧的顺利进行。

本发明公开了一种能实现切向不稳定燃烧与连续旋转爆震的发动机及方法,包括分区喷注系统、燃烧室和拉瓦尔喷管三大部分。推进剂分为燃料、氧化剂两路来流,其中每一路按特定质量比再分为两股。其中,两股燃料分别进入外燃料集气腔和内燃料集气腔,两股氧化剂进入外氧化剂集气腔和内氧化剂集气腔。内燃料集气腔与内氧化剂集气腔组成液体火箭发动机同轴直流式喷嘴喷注模式,外燃料集气腔与外氧化剂集气腔组成旋转爆震环缝式喷注模式。圆柱构型的燃烧室壁面有电火花点火器和切向热射流点火器,与两种喷注方式配合可分别激发液体火箭发动机工作模态、旋转爆震模态及复合模态。

本发明涉及一种液体火箭发动机地面试验装置及试验方法,具体涉及一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置及试验方法,目的是为了解决现有技术采用的常温推进剂、地面试验装置及试验方法无法筛选出结构可靠、燃烧性能优的富氧富甲烷气气喷注单元的技术问题。富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验装置包括富甲烷燃气发生器、富氧燃气发生器和气气喷注单元试验组件；采用一定温度、组分和压力的推进剂,相比常温推进剂可以较大程度模拟推力室中气气喷注单元燃烧特性；选取合适喉部直径的喉道降低试验件燃烧室室压,从而大幅降低高压试验的安全风险。基于上述装置,本发明还提供一种富氧富甲烷气气喷注单元地面筛选试验方法。

本发明提供了一种热沉推力室瞬态传热计算方法和系统,包括：获取目标热沉推力室的初始热力学参数；基于初始热力学参数,对目标热沉推力室的燃气侧壁面温度进行迭代计算,得到目标燃气侧壁面温度；基于目标燃气侧壁面温度,得到目标热沉推力室的瞬态温度和热流密度。本发明缓解了现有技术中存在的缺乏关于液氧/甲烷发动机热沉推力室瞬态传热计算方法的技术问题。

单组元姿控发动机模块及其组合。本发明包括：发动机模块,发动机模块具有推进剂推进剂入口、电磁阀安装部、电磁阀安装部以及推力室安装部、推力室安装部；单组元推进剂从推进剂入口进入所述发动机模块,经电磁阀控制进入推力室,推进剂在推力室与催化剂充分接触并燃烧,高温燃气从推力室排出产生推力。本发明将两组推力室及电磁阀集成到一个模块,两个推力室成一定角度,可以满足单个推力室启动或两个推力室同时启动,若干个发动机模块及其组合配合使用可以为飞行器提供俯仰、偏航以及滚转等姿态调整的需求。