CN104712460A - 一种推力可控的固体火箭发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开的一种推力可控的固体火箭发动机，涉及推力可控的固体火箭发动机，属于流体喷射的变推力发动机领域。本发明包括燃烧室、推进剂、绝热层；还包括收敛段、压盖、喷管外壁、二次射流注入装置、喷管喉衬套、喷管喉衬和密封装置。所述的二次射流注入装置用于将二次流通过收敛段、喷管喉衬套、喷管喉衬射入到喷管主流中；二次射流注入装置对称固定连接在喷管外壁的两侧，用于抵消二次射流通过二次射流注入装置注入对发动机推力产生的影响。本发明通过根据实际推力需求更换不同的喷管实现不同发动机初始设计推力，通过调节二次流流量及压强实现对发动机推力的实时调节。本发明可用于各种要求固体发动机具有推力大小调节控制的设备。
Description
技术领域
本发明涉及一种推力可控的固体火箭发动机，尤其涉及采用二次流体喷射的推力控制的火箭发动机，属于流体喷射的变推力发动机领域。
背景技术
二次流体喷射是指通过注射二次射流到发动机喷管喉部或者喷管扩张段的主流中，二次射流和主流发生相互作用，改变主流流动状况，从而改变发动机推力的大小和方向。
通过改变喷管喉部面积来调节推力是固体火箭发动机推力调节技术领域的一个研究分支。在固定喷管型面的条件下，改变喉部面积的方法主要有机械和涡流阀两种方法。
机械方法主要是带可移动的喉拴，通过喉拴的移动来改变喉部面积。该方法主要适用于小型的固体火箭发动机。因为驱动喉拴要有相应的传动伺服机构，因而用于大型固体火箭发动机时，喉拴的尺寸会增大，使附加结构质量大大增加并且转动部件的存在也降低了该方法的可靠性。另外，机械方法仅能调节推力大小，不能调节推力方向。
涡流阀方案是在燃烧室喷管入口处切向地喷入二次射流，使主流产生回旋从而减小流通面积，进而调节推力大小。该方案在燃烧室内须要放置一个中心分流体，会增加结构质量，并且回旋容易增加燃烧室内颗粒的沉积。另外，回旋也会使喷管出口处喷流的径向动量增加，造成推力系数降低，同时，涡流阀方案仅能调节推力大小，不能调节推力方向。
二次流体喷射方案既能进行推力的大小控制，也能进行推力的方向调节，极大的提高系统的应用效率。该方案没有移动部件，可靠性高；可整合推力大小控制和矢量控制系统，使发动机系统简化。二次射流如果在喉部对称的喷入则起到调节喉道面积的作用，改变推力大小；如果在喉部附近非对称的喷入，则会使喷管音速面倾斜，使主流在亚音速区就产生偏转，从而改变推力的方向；如果在喷管扩张段非对称的喷入，则会形成诱导激波，改变推力方向。同时，二次射流的排出本身可提供额外的推力。另外，不同状态的工质也会对发动机的推力产生的不同效果。
发明内容
本发明要解决的技术问题是实现对固体发动机推力可控。本发明公开的一种推力可控的固体火箭发动机，通过根据实际推力需求更换不同的喷管实现不同发动初始设计推力，通过调节二次流流量及压强实现对发动机推力实时调节。本发明可用于各种要求固体发动机具有推力大小调节控制的设备。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
本发明公开的一种推力可控的固体火箭发动机，包括燃烧室、二次流侧向前密封O型圈、收敛段、压盖、喷管外壁，二次流侧向后密封O型圈、二次射流注入装置、喷管喉衬套、喷管喉衬、连接密封O型圈、推进剂、绝热层。
所述的二次射流注入装置用于将二次流通过收敛段、喷管喉衬套、喷管喉衬射入到喷管主流中；二次射流注入装置对称固定连接在喷管外壁的两侧，用于抵消二次射流通过二次射流注入装置注入对发动机推力产生的影响。
所述的喷管喉衬是在已有的喷管喉衬结构上设有喷射孔，与喷管喉衬套通孔相对，用于引入通过收敛段由二次射流注入装置注入的二次流。所述的喷管喉衬与收敛段、喷管喉衬套的内表面共同形成发动机喷管内型面；所述的喷管喉衬与喷管喉衬套紧密配合进行密封。
所述的收敛段作为发动机喷管的组成部分，并起到对喷管外壁面的绝热保护作用，与喷管喉衬套之间采用耐高温密封涂料进行密封，防止二次流从收敛段与喷管喉衬套接触面缝隙泄漏到燃烧室内或泄露到发动机外。
所述的喷管外壁用于固定收敛段，具有配合密封的作用；所述的喷管外壁设有与二次射流注入装置相连接的通孔；为方便喷管拆卸，所述的喷管外壁上部气流出口的孔径比喷管喉衬套外径大；所述的喷管外壁内侧面具有凸台用于与收敛段的侧面采用二次流侧向前密封O型圈与二次流侧向后密封O型圈进行密封；所述的喷管外壁与发动机燃烧室固定连接，所述的固定连接方式优选燃烧室通过螺纹与喷管外壁连接，并通过连接密封O型圈在连接螺纹根部进行密封。
所述的喷管喉衬套用于固定喷管喉衬并将二次流从收敛段引入喷管喉衬喷嘴中。
所述的压盖用于固定喷管喉衬套。
所述的二次流侧向前密封O型圈、二次流侧向后密封O型圈、连接密封O型圈起到密封作用。
所述的连接密封O型圈放置在燃烧室连接螺纹退刀槽处，通过喷管外壁螺纹前端的内壁面与燃烧室连接螺纹退刀槽相互挤压达到密封效果，防止燃烧室燃气从燃烧室壁面与收敛段接触面缝隙及燃烧室与喷管外壁连接螺纹处泄漏到发动机外。
所述的二次流侧向前密封O型圈放置在收敛段侧面前侧的凹槽内，通过喷管外壁内壁面与收敛段外壁面喷管凹槽相互挤压达到密封效果，防止二次射流从喷管外壁内壁面与收敛段外壁面缝隙泄漏到发动机外。
所述的二次流侧向前密封O型圈放置在收敛段侧面后侧的凹槽内，通过喷管外壁内壁面与收敛段外壁面喷管凹槽相互挤压达到密封效果，防止二次射流从喷管外壁内壁面与收敛段外壁面缝隙泄漏到燃烧室。
所述的燃烧室用于放置固体发动机的推进剂，并与收敛段形成发动机工作时的推进剂燃烧的燃烧室。所述的燃烧室与喷管外壁固定连接。所述的固定连接方式优选燃烧室通过螺纹与喷管外壁连接。
所述的绝热层用于隔绝推进剂与燃烧室，防止发动机工作时燃烧室过热。
本发明的一种新型推力可控的固体火箭发动机的工作过程为：
在发动机点火前，根据实际工作时所需推力调节范围，改变喷管参数，喷管喉衬套、喷管喉衬更换过程为，拧下压盖，喷管喉衬套、喷管喉衬作为整体取出，更换相应的喷管喉衬套、喷管喉衬组件，从后方将喷管喉衬套、喷管喉衬组件安回发动机上，喷管喉衬套与收敛段接触部分涂抹耐高温密封胶。采用上述喷管易于更换结构，可根据初始设计推力大小安装或更换喷管。
发动机正常工作时，推进剂在燃烧室内燃烧产生主流气体，主流气体通过发动机收敛段，喷管喉衬和喷管喉衬套膨胀加速，产生推力；当需要改变推力大小时，通过改变注入二次射流的流量和压强实现发动机推力大小的实时调控。发动机推力大小具体调节过程为，二次射流通过二次射流注入装置对称注入，对称注入用于抵消二次射流注入对发动机推力产生的影响，二次射流在喷管喉衬套、喷管喉衬间的空腔内形成稳定压强的气流或者液流，再均匀的射入喷管喉部，从而与主流气体挤压或者发生化学反应，实现发动机推力大小的实时调控。
有益效果：
1、本发明的一种推力可控的固体火箭发动机，通过根据实际推力需求更换不同的喷管实现不同发动初始设计推力。
2、本发明的一种新型推力可控的固体火箭发动机可以根据实际需求，通过调节二次流流量及压强实现对发动机推力大小控制。
3、本发明的一种推力可控的固体火箭发动机可用于各种要求固体发动机具有推力大小调节控制的设备。
附图说明
图1为本发明的一种推力可控的固体火箭发动机的剖视图。
其中：1-燃烧室、2-二次流侧向前密封O型圈、3-收敛段、4-压盖、5-喷管外壁，6-二次流侧向后密封O型圈、7-二次射流注入装置、8-喷管喉衬套、9-喷管喉衬、10-连接密封O型圈、11-推进剂、12-绝热层。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步的说明。
实施例1
如图1所示，本实施例的一种推力可控的固体火箭发动机，包括燃烧室1、二次流侧向前密封O型圈2、收敛段3、压盖4、喷管外壁5，二次流侧向后密封O型圈6、二次射流注入装置7、喷管喉衬套8、喷管喉衬9、连接密封O型圈10、推进剂11、绝热层12。
所述的二次射流注入装置7用于将二次流通过收敛段3、喷管喉衬套8、喷管喉衬9射入到喷管主流中；二次射流注入装置7对称固定连接在喷管外壁5的两侧，用于抵消二次射流通过二次射流注入装置7注入对发动机推力产生的影响；
所述的喷管喉衬9是在已有的喷管喉衬结构上设有喷射孔，与喷管喉衬套8通孔相对，用于引入通过收敛段3由二次射流注入装置7注入的二次流。所述的喷管喉衬9与收敛段3、喷管喉衬套8的内表面共同形成发动机喷管内型面；所述的喷管喉衬9与喷管喉衬套8紧密配合进行密封。
所述的收敛段3作为发动机喷管的组成部分，并起到对喷管外壁5面的绝热保护作用，与喷管喉衬套8之间采用耐高温密封涂料进行密封，防止二次流从收敛段3与喷管喉衬套8接触面缝隙泄漏到燃烧室1内或泄露到发动机外。
所述的喷管外壁5用于固定收敛段3，具有配合密封的作用；所述的喷管外壁5设有与二次射流注入装置7相连接的通孔；为方便喷管拆卸，所述的喷管外壁5上部气流出口的孔径比喷管扩张段孔径大；所述的喷管外壁5内侧面具有凸台用于与收敛段3的侧面采用二次流侧向前密封O型圈2与二次流侧向后密封O型圈进行密封6；所述的喷管外壁5与发动机燃烧室1螺纹连接，并通过连接密封O型圈10在连接螺纹根部进行密封。
所述的喷管喉衬套8用于固定喷管喉衬9并将二次流从收敛段3引入喷管喉衬9喷嘴中。
所述的压盖4用于固定喷管喉衬套8。
所述的二次流侧向前密封O型圈2、二次流侧向后密封O型圈6、连接密封O型圈起到密封作用10。
所述的连接密封O型圈10放置在燃烧室1连接螺纹退刀槽处，通过喷管外壁5螺纹前端的内壁面与燃烧室1连接螺纹退刀槽相互挤压达到密封效果，防止燃烧室1内燃气从燃烧室1壁面与收敛段3接触面缝隙及燃烧室1与喷管外壁5连接螺纹处泄漏到发动机外。
所述的二次流侧向前密封O型圈2放置在收敛段3侧面前侧的凹槽内，通过喷管外壁5内壁面与收敛段3外壁面喷管凹槽相互挤压达到密封效果，防止二次射流从喷管外壁5内壁面与收敛段3外壁面缝隙泄漏到发动机外。
所述的二次流侧向后密封O型圈6放置在收敛段3侧面后侧的凹槽内，通过喷管外壁5内壁面与收敛段3外壁面喷管凹槽相互挤压达到密封效果，防止二次射流从喷管外壁5内壁面与收敛段3外壁面缝隙泄漏到燃烧室。
所述的燃烧室1用于放置固体发动机的推进剂11，并与收敛段3形成发动机工作时的推进剂11燃烧的燃烧室；所述的燃烧室通过螺纹与喷管外壁5连接。
所述的绝热层12用于隔绝推进剂11与燃烧室1，防止发动机工作时燃烧室过热。
本发明的一种新型推力可控的固体火箭发动机的工作过程为：
在发动机点火前，根据实际工作时所需推力调节范围，改变喷管参数，喷管喉衬套8、喷管喉衬9更换过程为，拧下压盖4，喷管喉衬套8、喷管喉衬9作为整体取出，更换相应的喷管喉衬套8、喷管喉衬9组件，从后方将喷管喉衬套8、喷管喉衬9组件安回发动机上，喷管喉衬套8与收敛段3接触部分涂抹耐高温密封胶。采用上述喷管易于更换结构，可根据初始设计推力大小安装或更换喷管。
发动机正常工作时，推进剂11在燃烧室1内燃烧产生主流气体，主流气体通过发动机收敛段3，喷管喉衬9和喷管喉衬套8膨胀加速，产生推力；当需要改变推力大小时，通过改变注入二次射流的流量和压强实现发动机推力大小的实时调控。发动机推力大小具体调节过程为，二次射流通过二次射流注入装置7对称注入，对称注入用于抵消二次射流注入对发动机推力产生的影响，二次射流在喷管喉衬套8、喷管喉衬9间的空腔内形成稳定压强的气流或者液流，再均匀的射入喷管喉部，从而与主流气体挤压或者发生化学反应，实现发动机推力大小的实时调控。
以上实施例仅为本发明的一个具体实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (6)
1.一种推力可控的固体火箭发动机，包括燃烧室(1)、推进剂(11)、绝热层(12)；所述的燃烧室(1)用于放置固体发动机的推进剂(11)，并与收敛段(3)形成发动机工作时的推进剂(11)燃烧的燃烧室；所述的燃烧室(1)与喷管外壁(5)固定连接；所述的绝热层(12)用于隔绝推进剂(11)与燃烧室(1)，防止发动机工作时燃烧室(1)过热；其特征在于：还包括收敛段(3)、压盖(4)、喷管外壁(5)、二次射流注入装置(7)、喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)和密封装置；
所述的二次射流注入装置(7)用于将二次流通过收敛段(3)、喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)射入到喷管主流中；
所述的喷管喉衬(9)是在已有的喷管喉衬结构上设有喷射孔，与喷管喉衬套(8)通孔相对，用于引入通过收敛段(3)由二次射流注入装置(7)注入的二次流；所述的喷管喉衬(9)与收敛段(3)、喷管喉衬套(8)的内表面共同形成发动机喷管内型面；所述的喷管喉衬(9)与喷管喉衬套(8)紧密配合进行密封；
所述的收敛段(3)作为发动机喷管的组成部分，并起到对喷管外壁面(5)的绝热保护作用，与喷管喉衬套(8)之间采用耐高温密封涂料进行密封；
所述的喷管外壁(5)用于固定收敛段(3)，具有配合密封的作用；所述的喷管外壁(5)设有与二次射流注入装置(7)相连接的通孔；为方便喷管拆卸，所述的喷管外壁(5)上部气流出口的孔径比喷管喉衬套(8)外径大；
所述的喷管喉衬套(8)用于固定喷管喉衬(9)并将二次流从收敛段(3)引入喷管喉衬(9)喷嘴中；
所述的压盖(4)用于固定喷管喉衬套(8)。
2.如权利要求1所述的一种推力可控的固体火箭发动机，其特征在于：工作过程为，
在发动机点火前，根据实际工作时所需推力调节范围，改变喷管参数，喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)更换过程为，拧下压盖(4)，喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)作为整体取出，更换相应的喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)组件，从后方将喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)组件安回发动机上，喷管喉衬套(8)与收敛段(3)接触部分涂抹耐高温密封胶；采用上述喷管易于更换结构，可根据初始设计推力大小安装或更换喷管；
发动机正常工作时，推进剂(11)在燃烧室(1)内燃烧产生主流气体，主流气体通过发动机收敛段(3)，喷管喉衬(9)和喷管喉衬套(8)膨胀加速，产生推力；当需要改变推力大小时，通过改变注入二次射流的流量和压强实现发动机推力大小的实时调控；发动机推力大小具体调节过程为，二次射流通过二次射流注入装置(7)对称注入，对称注入用于抵消二次射流注入对发动机推力产生的影响，二次射流在喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)间的空腔内形成稳定压强的气流或者液流，再均匀的射入喷管喉部，从而与主流气体挤压或者发生化学反应，实现发动机推力大小的实时调控。
3.如权利要求1所述的一种推力可控的固体火箭发动机，其特征在于：二次射流喷施方式采用用喷管喉部对称喷施方式，用于抵消二次射流注入对发动机推力产生的影响。
4.如权利要求1或3所述的一种推力可控的固体火箭发动机，其特征在于：所述的密封装置包括二次流侧向前密封O型圈(2)、二次流侧向后密封O型圈(6)、连接密封O型圈(10)，具体密封方式为，
所述的连接密封O型圈(10)放置在燃烧室(1)连接螺纹退刀槽处，通过喷管外壁(5)螺纹前端的内壁面与燃烧室(1)连接螺纹退刀槽相互挤压达到密封效果，防止燃烧室燃气从燃烧室(1)壁面与收敛段(3)接触面缝隙及燃烧室(1)与喷管外壁(5)连接螺纹处泄漏到发动机外；
所述的喷管外壁(5)内侧面具有凸台用于与收敛段(3)的侧面采用二次流侧向前密封O型圈(2)与二次流侧向后密封O型圈(6)进行密封；所述的喷管外壁(5)与发动机燃烧室(1)螺纹连接，并通过连接密封O型圈(10)在连接螺纹根部进行密封；
所述的二次流侧向前密封O型圈(2)放置在收敛段(3)侧面前侧的凹槽内，通过喷管外壁(5)内壁面与收敛段(3)外壁面喷管凹槽相互挤压达到密封效果，防止二次射流从喷管外壁(5)内壁面与收敛段(3)外壁面缝隙泄漏到发动机外；
所述的二次流侧向前密封O型圈(6)放置在收敛段(3)侧面后侧的凹槽内，通过喷管外壁(5)内壁面与收敛段(3)外壁面喷管凹槽相互挤压达到密封效果，防止二次射流从喷管外壁(5)内壁面与收敛段(3)外壁面缝隙泄漏到燃烧室；
所述的收敛段(3)与喷管喉衬套(8)接触面涂抹耐高温密封胶，防止二次流从收敛段(3)与喷管喉衬套(8)接触面缝隙泄漏到燃烧室内或泄露到发动机外。
5.如权利要求4所述的一种推力可控的固体火箭发动机，其特征在于：根据实际推力需求，通过管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)组件的可更换，实现不同发动初始设计推力。
6.如权利要求5所述的一种推力可控的固体火箭发动机，其特征在于：工作过程为，
在发动机点火前，根据实际工作时所需推力调节范围，改变喷管参数，喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)更换过程为，拧下压盖(4)，喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)作为整体取出，更换相应的喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)组件，从后方将喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)组件安回发动机上，喷管喉衬套(8)与收敛段(3)接触部分涂抹耐高温密封胶；采用上述喷管易于更换结构，可根据初始设计推力大小安装或更换喷管；
发动机正常工作时，推进剂(11)在燃烧室(1)内燃烧产生主流气体，主流气体通过发动机收敛段(3)，喷管喉衬(9)和喷管喉衬套(8)膨胀加速，产生推力；当需要改变推力大小时，通过改变注入二次射流的流量和压强实现发动机推力大小的实时调控；发动机推力大小具体调节过程为，二次射流通过二次射流注入装置(7)对称注入，对称注入用于抵消二次射流注入对发动机推力产生的影响，二次射流在喷管喉衬套(8)、喷管喉衬(9)间的空腔内形成稳定压强的气流或者液流，再均匀的射入喷管喉部，从而与主流气体挤压或者发生化学反应，实现发动机推力大小的实时调控。
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