CN107023420A - 一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机 - Google Patents

一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机 Download PDF

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Abstract

本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，涉及一种喉栓火箭发动机，属于气动与机械混合控制的变推力火箭发动机领域。本发明主要由壳体、电机、导轮、燃烧室、喉栓和喷管等喉栓火箭发动机基本装置组成。将所述的喉栓内部掏空，在掏空部分装有二次流气源，并在喉栓顶部开有二次流喷注口。工作时在二次流喷注口喷注二次流气源产生的高压二次流，所述喷注的高压二次流主要具有两方面推力控制作用：第一，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室压强，实现发动机推力可控；第二，喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。

Description

一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机
技术领域
本发明涉及一种喉栓火箭发动机，尤其涉及采用二次流喷射与喉栓机械控制相结合的推力控制的喉栓火箭发动机，属于气动与机械混合控制的变推力火箭发动机领域。
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。喉栓方案控制固体火箭发动机可以获得推力大小无级调节的理想结果，并且推力调节范围大，调节比大致为10-100，另外可实现随机调节，响应速度很快。
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流体两种方法。
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，喉栓在工作过程中受到主流的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦，不能够长时间工作。
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。
发明内容
本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机要解决的技术问题是实现使喉栓火箭发动机具有推力可控功能。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的。
本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，主要由壳体、电机、导轮、燃烧室、喉栓和喷管等喉栓火箭发动机基本装置组成。将所述的喉栓内部掏空，在掏空部分装有二次流气源，并在喉栓顶部开有二次流喷注口。工作时在二次流喷注口喷注二次流气源产生的高压二次流，所述喷注的高压二次流主要具有两方面推力控制作用：第一，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室压强，实现发动机推力可控；第二，喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
此外，通过改变二次流工质的组分、状态也能够调节喉栓火箭发动机推力大小，实现发动机推力可控。
所述的二次流气源优选高压燃气发生器。
为降低所需电机的功率，简化伺服机构结构，降低伺服机构结构质量，在所述的一种具有推力可控和降温功能的火箭发动机增设高压室、加压装置、单向阀和引流装置。引流装置从燃烧室内引出高温主流燃气，流过单向阀后经过加压装置进一步增加主流燃气压力，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓的推力，实现降低所需电机的功率。
所述喷注的高压二次流在主流燃气与喉栓之间形成的二次流剪切层，还用于减小主流与喉栓的直接接触，进而减少主流对喉栓的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦。
为进一步降低喉栓的温度，提升抗烧蚀能力，喷注的二次流优选低温二次流。
本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机的工作方法为：
主发动机点火后燃烧室内充满高温高压燃气，通过引流装置引入一部分主流燃气通过二次流加压装置进入高压室，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓的推力，实现降低所需电机的功率。
发动机正常工作过程中，电机伺服机构将推动高压室连带喉栓共同运动，由于存在的高压室，电机所需功率会大大降低。
喉栓内的二次流气源产生高压二次流，经由喉栓顶部的二次流喷口注入喉部，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室压强，实现发动机推力可控。喷注的二次流减少高温主流与喉栓的直接接触，进而减少主流对喉栓的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦。喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
有益效果：
1、本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，工作时在二次流喷注口喷注二次流气源产生的高压二次流，所述喷注的高压二次流主要具有两方面推力控制作用：第一，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室压强，实现发动机推力可控；第二，喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
2、本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，在所述的一种具有推力可控和降温功能的火箭发动机增设高压室、加压装置、单向阀和引流装置。引流装置从燃烧室内引出高温主流燃气，流过单向阀后经过加压装置进一步增加主流燃气压力，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓的推力，实现降低所需电机的功率，简化伺服机构结构，降低伺服机构结构质量。
3、本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，通过改变二次流工质的组分、状态也能够调节喉栓火箭发动机推力大小，实现发动机推力可控。
4、本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，所述喷注的高压二次流在主流燃气与喉栓之间形成的二次流剪切层，还用于减小主流与喉栓的直接接触，进而减少主流对喉栓的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦。
附图说明
图1为本发明公开的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机的结构示意图；
图2为发动机喉部与喉栓顶部局部放大示意图。
其中：1—电机、2—导轮、3—燃烧室、4—喉栓、4.1—二次流喷注口、5—喷管、6—高压室、7—加压装置、8—单向阀、9—引流装置、10—二次流气源、11—壳体。
具体实施方式
为了更好的说明本发明的目的和优点，下面结合附图和实例对发明内容做进一步说明。
实施例1：
本实施例公开的一种具有推力可控和降温功能的火箭发动机，主要由壳体11、电机1、导轮2、燃烧室3、喉栓4和喷管5等喉栓火箭发动机基本装置组成。将所述的喉栓内部掏空，在掏空部分装有燃气发生器10，并在喉栓顶部开有二次流喷注口4.1。工作时在二次流喷注口喷注燃气发生器产生的高压低温二次流，所述喷注的高压二次流主要具有三方面作用：第一，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室3压强，实现发动机推力可控；第二，喷注的二次流在主流燃气与喉栓4之间形成的二次流剪切层，用于减小主流与喉栓4的直接接触，进而减少主流对喉栓4的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦；第三，喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
此外，采用贫氧推进剂，通过改变二次流工质由燃气到氧化剂溶液也能够调节喉栓火箭发动机推力大小，实现发动机推力可控。
为降低所需电机1的功率，简化伺服机构结构，降低伺服机构结构质量，在所述的一种具有推力可控和降温功能的火箭发动机增设高压室6、加压装置7、单向阀8和引流装置9。引流装置从燃烧室内引出高温主流燃气，流过单向阀后经过加压装置进一步增加主流燃气压力，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓的推力，实现降低所需电机的功率。
本发明公开的一种具有推力可控和降温功能的火箭发动机的工作方法为：
主发动机点火后燃烧室3内充满高温高压燃气，通过引流装置引入一部分主流燃气通过二次流加压装置进入高压室，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓4的推力，实现降低所需电机1的功率。
发动机正常工作过程中，电机伺服机构将推动高压室连带喉栓共同运动，由于存在的高压室，电机1所需功率会大大降低。
喉栓4内的燃气发生器产生高压二次流，经由喉栓4顶部的二次流喷口注入喉部，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室3压强，实现发动机推力可控。喷注的二次流减少高温主流与喉栓4的直接接触，进而减少主流对喉栓的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦。喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
以上所述的具体描述，对发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说明，所应理解的是，以上所述仅为本发明的具体实施例而已，并不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，所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (8)

1.一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，主要由壳体(11)、电机(1)、导轮(2)、燃烧室(3)、喉栓(4)和喷管(5)等喉栓火箭发动机基本装置组成；其特征在于：将所述的喉栓内部掏空，在掏空部分装有二次流气源(10)，并在喉栓(4)顶部开有二次流喷注口(4.1)；工作时在二次流喷注口喷注二次流气源产生的高压二次流，所述喷注的高压二次流主要具有两方面推力控制作用：第一，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室(3)压强，实现发动机推力可控；第二，喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
2.根据权利要求1所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：通过改变二次流工质的组分、状态也能够调节喉栓火箭发动机推力大小，实现发动机推力可控。
3.根据权利要求1或2所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：所述的二次流气源(10)选用高压燃气发生器。
4.根据权利要求1或2所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：为降低所需电机(1)的功率，简化伺服机构结构，降低伺服机构结构质量，在所述的一种具有推力可控和降温功能的火箭发动机增设高压室(6)、加压装置(7)、单向阀(8)和引流装置(9)；引流装置从燃烧室内引出高温主流燃气，流过单向阀后经过加压装置进一步增加主流燃气压力，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓(4)的推力，实现降低所需电机的功率。
5.根据权利要求1或2所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：所述喷注的高压二次流在主流燃气与喉栓(4)之间形成的二次流剪切层，还用于减小主流与喉栓(4)的直接接触，进而减少主流对喉栓(4)的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦。
6.根据权利要求1或2所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：为进一步降低喉栓(4)的温度，提升抗烧蚀能力，喷注的二次流优选低温二次流。
7.根据权利要求1或2所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：采用贫氧推进剂，通过改变二次流工质由燃气到氧化剂溶液也能够调节喉栓火箭发动机推力大小，实现发动机推力可控。
8.根据权利要求1或2所述的一种具有推力可控功能的二次流喉栓火箭发动机，其特征在于：工作方法为，
主发动机点火后燃烧室(3)内充满高温高压燃气，通过引流装置引入一部分主流燃气通过二次流加压装置进入高压室，加压后的主流燃气在高压室内形成对喉栓(4)的推力，实现降低所需电机(1)的功率；
发动机正常工作过程中，电机伺服机构将推动高压室连带喉栓(4)共同运动，由于存在的高压室，电机(1)所需功率会大大降低；
喉栓(4)内的二次流气源产生高压二次流，经由喉栓(4)顶部的二次流喷口注入喉部，通过调节二次流压强和流量，调节所形成二次流剪切层实现调节喉部有效面积，进而调节燃烧室压强，实现发动机推力可控；喷注的二次流减少高温主流与喉栓(4)的直接接触，进而减少主流对喉栓(4)的高温烧蚀、冲击和工质的摩擦；喷注的二次流与主流燃气汇聚实现增加喉栓火箭发动机的总流量，实现增加喉栓火箭发动机推力。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107503863A (zh) * 2017-09-06 2017-12-22 中国航空救生研究所 一种固体火箭发动机的喷管推力调节机构
CN108590889A (zh) * 2018-05-09 2018-09-28 北京理工大学 一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置
CN111502859A (zh) * 2020-04-29 2020-08-07 西北工业大学 一种无火工品气固混合火箭发动机
CN113505442A (zh) * 2021-08-02 2021-10-15 北京理工大学 一种二次流喉栓发动机设计方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1637262A (zh) * 2003-12-30 2005-07-13 通用电气公司 利用振荡喷射器来降低喷气发动机的排气噪音的装置
US20050241294A1 (en) * 2004-04-28 2005-11-03 Cesaroni Anthony J Injector system for rocket motors
US20070163228A1 (en) * 2006-01-19 2007-07-19 United Technologies Corporation Gas augmented rocket engine
CN103133180A (zh) * 2011-11-25 2013-06-05 中航商用航空发动机有限责任公司 一种低喷流噪声喷管及包含该喷管的涡扇发动机
CN103410632A (zh) * 2013-08-09 2013-11-27 南京理工大学 电动锥阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1637262A (zh) * 2003-12-30 2005-07-13 通用电气公司 利用振荡喷射器来降低喷气发动机的排气噪音的装置
US20050241294A1 (en) * 2004-04-28 2005-11-03 Cesaroni Anthony J Injector system for rocket motors
US20070163228A1 (en) * 2006-01-19 2007-07-19 United Technologies Corporation Gas augmented rocket engine
CN103133180A (zh) * 2011-11-25 2013-06-05 中航商用航空发动机有限责任公司 一种低喷流噪声喷管及包含该喷管的涡扇发动机
CN103410632A (zh) * 2013-08-09 2013-11-27 南京理工大学 电动锥阀式固体火箭冲压发动机燃气流量调节装置

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107503863A (zh) * 2017-09-06 2017-12-22 中国航空救生研究所 一种固体火箭发动机的喷管推力调节机构
CN108590889A (zh) * 2018-05-09 2018-09-28 北京理工大学 一种喉栓式变推力固体火箭发动机地面测试装置
CN111502859A (zh) * 2020-04-29 2020-08-07 西北工业大学 一种无火工品气固混合火箭发动机
CN111502859B (zh) * 2020-04-29 2023-03-31 西北工业大学 一种无火工品气固混合火箭发动机
CN113505442A (zh) * 2021-08-02 2021-10-15 北京理工大学 一种二次流喉栓发动机设计方法
CN113505442B (zh) * 2021-08-02 2023-12-01 北京理工大学 一种二次流喉栓发动机设计方法

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