一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管

摘要

本发明公开了一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，根据在引射模态下尾喷管内部流场处于过膨胀状态而在亚燃/超燃模态下尾喷管内部流场处于欠膨胀状态，通过电机驱动上盖板，使位于飞行器后体内的吸除槽孔处于开启或关闭的状态；当发动机在非设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔开启，当在设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔关闭，改善了喷管在引射模态下的工作性能,同时又保证了喷管在亚燃/超燃模态下的工作性能不产生损失。本发明拓展性强，可根据尾喷管的实际几何结构、工作包线和工作性能需要，设计具有不同截面积的吸除槽孔；以及依据喷管实际结构尺寸对吸除槽孔进行布局，改善喷管在非设计点下的工作性能。

主权项

一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管，包括尾喷管入口、尾喷管上膨胀边、飞行器后体、尾喷管外罩，其特征在于:还包括上盖板和多个吸除槽孔,上盖板位于飞行器后体上部表面,后体内的吸除槽孔与大气相通,吸除槽孔沿喷管上壁面均匀分布,且与上盖板上均布的通孔配合,通过电机驱动上盖板，使位于后体内的吸除槽孔处于开启或关闭的状态；当火箭基组合循环发动机在非设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔开启，当火箭基组合循环发动机在设计点下工作时，喷管上壁面的吸除槽孔关闭。