CN106121865A - 一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。

Description

一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置

技术领域

本发明属于固体火箭冲压发动机技术领域，特别是涉及一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置。

背景技术

固体火箭冲压发动机具有结构紧凑、体积小、质量轻、成本低、比冲高等优点，是一种应用十分广泛的动力形式。为实现发动机的推力调节，更好地发挥发动机的性能，固体火箭冲压发动机需进行燃气流量调节。

固体火箭冲压发动机根据燃气流量调节方案的不同可分为非壅塞式和壅塞式等。非壅塞式发动机补燃室压力可传递至燃气发生器，可根据飞行状态自行调节燃气流量。但非壅塞式发动机的燃气流量调节范围较小，燃气发生器推进剂需具有较高的压力指数，难以维持相对稳定的空燃比，使其应用受到限制，目前使用少。壅塞式发动机通过流量调节阀控制燃气发生器的喷管喉部面积进行燃气流量的调节，可实现的流量调节范围较大。其中机电传动方式采用电机对调节阀进行驱动，结构相对简单，应用较广。南京理工大学赵泽敏、陈雄、周俊的专利文件CN103410632B“电动锥阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置”以及该校邹晗霆等申请的专利CN105201687A“电动滑盘阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置”分别公开了一种“电动锥阀式”和“电动滑盘阀式”固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置，均是通过驱动电机对调节阀进行调整，从而控制燃气流量，需要配备电机及供电电源，增加了发动机的体积和质量，同时也增加了调节装置的复杂度。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，解决壅塞式发动机流量调节装置结构复杂，需额外配备驱动源的问题，减小发动机体积和质量，实现燃气流量根据飞行工况进行自动调节，无需控制系统参与。

实现本发明的技术方案为：

一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器、喷管、补燃室，其喷管喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯，阀芯的另一侧伸入阀体内，阀芯下部直径与阀体内径一致，阀芯下部将阀体分隔成高压阀腔和低压阀腔两个空腔，阀芯与阀体同轴设置，阀芯可在喷管内进行直线运动，通过调节阀芯伸入喷管的距离，可改变喷管喉部面积的大小，从而对燃气流量进行调节；高压阀腔与补燃室连通，高压阀腔内压力与补燃室压力一致；低压阀腔开有通气孔，使低压阀腔与大气连通，低压阀腔内的压力与当地环境大气压力一致；低压阀腔内的阀芯上安装弹性元件。

进一步，所述弹性元件为弹簧，套在阀芯上。

进一步，所述阀体和阀芯下部之间安装阀腔密封圈，起两个阀腔间的密封作用。

进一步，所述喷管与阀芯之间装有喷管密封圈，用于喷管内燃气与外界大气间的密封。

进一步，所述阀体内的高压阀腔与补燃室通过导管连通。

本发明的工作原理：

作用在阀芯轴线方向上的力主要包括高压阀腔内气体压力、低压阀腔内气体压力、当地大气环境压力、喷管喉部燃气压力、弹簧力和摩擦力。发动机工作过程中，上述作用力使阀芯平衡在某一设计位置。当飞行状态发生变化时，假设空气流量增加，会引起补燃室压力增大，从而高压阀腔内气体作用在阀芯上的压力增大，驱动阀芯往低压阀腔一侧运动；阀芯的运动使得喷管喉部有效面积减小，燃气发生器压力增大，燃气发生器药柱燃速增加，燃气流量增大；阀芯的运动同时使弹簧压缩量增大，弹簧力增大，燃气发生器压力增加也使喷管喉部燃气压力增大，当阀芯轴线方向的作用力达到平衡时，阀芯重新稳定于新的位置。空气流量增加时，燃气流量相应增加，可保持发动机的空燃比相对稳定，有利于发挥发动机性能；同时空气流量增加对应弹体阻力增大，燃气流量的增加使得推力增大，有助于推阻的自动匹配。同样，当空气流量减小时，阀芯自动向高压阀腔一侧运动，燃气流量相应自动减小。

本发明的有益效果：

相比常规的液压传动、气压传动、机电传动燃气流量调节装置，该装置结构更简单，且无需配备额外的驱动能源，有效减小了调节装置的体积和质量；同时无需控制系统进行控制，减小了发动机的设计难度；空气流量增大时，燃气流量自动增大，可使空燃比维持相对稳定，有利于提高发动机性能；同时，空气流量增大时，燃气流量自动增大使推力增大，有助于推阻自动匹配；燃气流量调节范围可通过喉部面积大小范围自行设计，解决了非壅塞式发动机流量调节比较小、对推进剂压力指数要求高的问题；燃气流量自动调节，同时解决了普通壅塞式发动机调节装置复杂庞大的问题；该发明同时具备非壅塞式固体火箭冲压发动机与壅塞式固体火箭冲压发动机的优点；相比转动阀体结构，直线运动更易实现喷管喉部面积的线性变化，有利于燃气流量调节的精确控制。

附图说明

图1固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置结构图；

其中：1-燃气发生器，2-喷管，3-补燃室，4-阀芯，5-阀体，6-高压阀腔，7-低压阀腔，8-弹簧，9-阀腔密封圈，10-喷管密封圈，11-导管

具体实施方式

除了下面所述的实施例，本发明还可以有其它实施例或以不同方式来实施。因此，应当知道，本发明并不局限于在下面的说明书中所述或在附图中所示的部件的结构的详细情况。当这里只介绍一个实施例时，权利要求并不局限于该实施例。

下面结合附图和实例对本发明的具体实施方法进行进一步的说明：

如图1所示，燃气发生器1燃烧产生的燃气流经喷管2后进入补燃室3，燃气在喷管最小截面即喉部处达到壅塞。

在喷管喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯4，喷管2与阀芯4之间装有喷管密封圈10，用于喷管内燃气与外界大气间的密封，阀芯4可在喷管侧向开孔内进行直线运动，通过调节阀芯4伸入喷管2的距离，可改变喷管喉部面积的大小，从而对燃气流量进行调节。

所述的阀芯4的另一侧伸入阀体5内，阀体5内装有阀腔密封圈9、阀芯4和弹性元件弹簧8，阀芯4下部将阀体5分隔成高压阀腔6和低压阀腔7两个空腔，阀腔密封圈9安装于阀体5和阀芯4之间，起两个阀腔间的密封作用；低压阀腔7的阀芯4上套有弹簧8，阀芯4与阀体5同轴设置，阀芯4在阀体5的约束下可沿其轴线方向作直线运动；阀体5内的高压阀腔6通过导管11与补燃室3连通，使高压阀腔6内压力与补燃室3压力一致；阀体5内的低压阀腔7一端开有通气孔，使低压阀腔7与大气连通，低压阀腔7内的压力与当地环境大气压力一致。

本发明的燃气流量自动调节过程如下：

作用在阀芯4轴线方向上的力主要包括高压阀腔6内的气体压力、低压阀腔7内的气体压力、当地大气环境压力、喷管喉部燃气压力、弹簧力和摩擦力。发动机工作过程中，上述作用力使阀芯4平衡在某一设计位置。当飞行状态发生变化时，假设空气流量增加，会引起补燃室压力增大，高压阀腔6内气体作用在阀芯4上的压力增大，驱动阀芯4往低压阀腔7一侧运动；阀芯4的运动使得喷管喉部有效面积减小，燃气发生器压力增大，燃气发生器1内的推进剂燃速增加，燃气流量增大；阀芯4的运动同时使弹簧8压缩量增大，弹簧力增大，燃气发生器压力增加也使喷管2喉部燃气压力增大，阀芯4运动到一定位置后，轴线方向的作用力达到平衡，阀芯4重新稳定于新的位置。空气流量增加时，燃气流量相应增加，可保持发动机的空燃比相对稳定，有利于发挥发动机性能；同时空气流量增加对应弹体阻力增大，燃气流量的增加使得推力增大，有助于推阻的自动匹配。同样，当空气流量减小时，阀芯4自动向高压阀腔7一侧运动，燃气流量可相应自动调节减小。

Claims (5)

1.一种固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，包括燃气发生器(1)、喷管(2)、补燃室(3)，其特征在于喷管(2)喉部处侧面有开孔，内配合装有阀芯(4)，阀芯(4)的另一侧伸入阀体(5)内，阀芯(4)下部直径与阀体(5)内径一致，阀芯(4)下部将阀体(5)分隔成高压阀腔(6)和低压阀腔(7)两个空腔，阀芯(4)与阀体(5)同轴设置，阀芯(4)可在喷管(2)内进行直线运动，高压阀腔(6)与补燃室(3)连通，低压阀腔(7)开有通气孔，低压阀腔(7)内的阀芯(4)上安装弹性元件。

2.如权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，其特征在于所述弹性元件为弹簧(8)，套在阀芯(4)上。

3.如权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，其特征在于所述阀体(5)和阀芯(4)下部之间安装阀腔密封圈(9)。

4.如权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，其特征在于喷管(3)与阀芯(4)之间装有喷管密封圈(10)。

5.如权利要求1所述的固体火箭冲压发动机燃气流量自动调节装置，其特征在于阀体(5)内的高压阀腔(6)与补燃室(3)通过导管(11)连通。