CN107218156B - 固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，包括壳体、喷管、喷管外壳、端盖、针栓和弹簧；壳体通过针栓配合段分隔为燃气腔和高压气腔，壳体上设有与燃气腔连通的燃气通道和与高压气腔连通的进气口；喷管通过喷管外壳与壳体的燃气腔一端连接，喷管外壳用于与燃烧室身部连接；喷管的管口包括依次连接的收缩段、喉部和扩张段；端盖安装在壳体的高压气腔一端；针栓包括依次连接的半球头、锥形段、细段、粗段和弹簧定位凸台，细段滑动安装在针栓配合段上，锥形段穿过燃气腔悬置在喷管的管口内，粗段滑动设置在高压气腔内，粗段与高压气腔之间形成限位台阶，弹簧套在弹簧定位凸台上并与端盖相抵靠。实现燃烧室压力及其变化速率的控制。

Description

固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置

技术领域

本发明涉及火箭发动机领域，特别涉及一种固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置。

背景技术

火箭发动机喷管喉部通常为圆形，与收缩段、扩张段结合一起对燃气进行加速，产生推力。

燃烧室压力由燃气性质、燃气流量、喉部面积共同决定；文氏管具有与喷管类似的结构，由收缩段、喉部和扩张段组成，常由上游压力、喉部面积共同决定流量，针栓式可调文氏管，利用锥形真栓，通过电机移动针栓位置改变喉部面积，从而改变流量；

上述方案存在如下缺点：针栓式文氏管常用于推进剂供应系统，电机驱动功率体积比小，不适应集成于喷管内，不能应用于点火、熄火等过程的理论研究，在推进剂及流量一定的条件下，不能实现燃烧室压力的调节与控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，以解决现有技术中存在的针栓式文氏管常用于推进剂供应系统，电机驱动功率体积比小，不适应集成于喷管内，不能应用于点火、熄火等过程的理论研究，推进剂及流量一定的条件下，不能实现燃烧室压力的调节与控制的技术问题。

本发明提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，包括壳体、喷管、喷管外壳、端盖、针栓和弹簧；

所述壳体内通过针栓配合段分隔为燃气腔和高压气腔，所述壳体上设有与所述燃气腔连通的燃气通道和与所述高压气腔连通的进气口；

所述喷管通过所述喷管外壳与所述壳体的燃气腔一端连接，所述喷管外壳用于与燃烧室身部连接；

所述喷管的管口包括依次连接的收缩段、喉部和扩张段；

所述端盖安装在所述壳体的高压气腔一端；

所述针栓包括依次连接的半球头、锥形段、细段、粗段和弹簧定位凸台，所述细段滑动安装在所述针栓配合段上，所述锥形段穿过所述燃气腔悬置在所述喷管的管口内，所述粗段滑动设置在所述高压气腔内，所述粗段与所述高压气腔之间形成限位台阶；

所述弹簧一端套装在所述弹簧定位凸台上，另一端与所述端盖相抵靠。

进一步地，所述细段与所述针栓配合段为间隙设置并通过密封圈密封，所述粗段与所述限位台阶为间隙设置并通过密封圈密封。

进一步地，所述锥形段的半锥角为5-10°，所述锥形段的大径端的直径与所述喷管的喉部直径相等，所述锥形段的小径端的直径为大径端的直径的1/4-1/2。

进一步地，所述针栓采用耐高温烧蚀材料制成。

进一步地，所述燃气通道沿所述壳体的周向布置4-6个。

进一步地，所述燃气通道与所述壳体的轴线的夹角为30-60°。

进一步地，还包括高压气路，所述高压气路通过所述进气口与所述高压气腔连接。

进一步地，所述高压气路包括依次连接的高压气瓶、增压电磁阀、进气可调孔板、缓冲气罐、排气可调孔板和泄压电磁阀，所述缓冲气罐与所述高压气腔连接。

进一步地，所述增压电磁阀和所述泄压电磁阀均为高速电磁阀。

进一步地，还包括测量控制系统，所述测量控制系统用于测量所述燃烧室的压力、高压气腔的压力、针栓的位置和速度；

所述测量控制系统用于控制所述增压电磁阀、泄压电磁阀的通断；

所述测量控制系统用于控制所述进气可调孔板、排气可调孔板的流通面积。

本发明提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，具有如下优点：

1、将喷管外壳与燃烧室身部连接，针栓受高压气腔的压力和弹簧的弹簧力作用，调整高压气腔的压力改变针栓位置，进而改变喷管的喉部直径，通过控制喷管的喉部直径的变化来改变燃烧室的压力，从而实现燃烧室压力以及燃烧室压力变化速率的控制。

2、用于固液混合火箭发动机，可以研究一定氧化剂流量调节下，固体燃料燃面退移速度与燃烧室压力的关系。

3、在发动机试验中，通过喷管面积的调整，将燃烧室压力与流量进行解耦，实现燃烧室压力和流量的单独控制，更有利于研究发动机的性能。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例一提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置的结构示意图。

图2为本发明实施例一提供的高压气路的结构示意图。

附图标记：1-壳体；2-喷管；3-喷管外壳；4-端盖；5-针栓；6-弹簧；11-针栓配合段；12-燃气腔；13-高压气腔；14-燃气通道；15-进气口；21-收缩段；22-喉部；23-扩张段；51-半球头；52-锥形段；53-细段；54-粗段；55-弹簧定位凸台；7-限位台阶；8-密封圈；91-高压气瓶；92-增压电磁阀；93-进气可调孔板；94-缓冲气罐；95-排气可调孔板；96-泄压电磁阀。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

实施例一：

图1为本发明实施例一提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置的结构示意图；图2为本发明实施例一提供的高压气路的结构示意图；如图1-图2所示，本发明提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，包括壳体1、喷管2、喷管外壳3、端盖4、针栓5和弹簧6；

所述壳体1内通过针栓配合段11分隔为燃气腔12和高压气腔13，所述壳体1上设有与所述燃气腔12连通的燃气通道14和与所述高压气腔13连通的进气口15；

所述喷管2通过所述喷管外壳3与所述壳体1的燃气腔12一端连接，所述喷管外壳3用于与燃烧室身部连接；

所述喷管2的管口包括依次连接的收缩段21、喉部22和扩张段23；

所述端盖4安装在所述壳体1的高压气腔13一端；

所述针栓5包括依次连接的半球头51、锥形段52、细段53、粗段54和弹簧定位凸台55，所述细段53滑动安装在所述针栓配合段11上，所述锥形段52穿过所述燃气腔12悬置在所述喷管2的管口内，所述粗段54滑动设置在所述高压气腔13内，所述粗段54与所述高压气腔13之间形成限位台阶7；

所述弹簧6一端套装在所述弹簧定位凸台55上，另一端与所述端盖4相抵靠。

需要说明的是，为提高气体压力和弹簧6力，粗段54直径应尽可能大，从而减小半球头51和锥形段52燃气压力对针栓5受力的影响。

优选地，所述喷管2与所述喷管外壳3之间采用粘接工艺连接，所述喷管外壳3与所述壳体1之间采用螺纹或焊接工艺连接，所述壳体1与所述端盖4采用螺纹连接。

优选地，所述细段53与所述针栓配合段11为间隙设置并通过密封圈8密封，所述粗段54与所述限位台阶7为间隙设置并通过密封圈8密封。

需要说明的是，细段53与所述针栓配合段11之间的密封圈8可以不要，此时要求高压气腔13的部分气体从细段53与所述针栓配合段11之间的间隙进入燃气腔12后进入大气，气体漏气量控制小一些形成气膜，气膜的形成一是有利于减小壳体1与针栓5的细段53的摩擦力，二是对针栓5起到了一定的冷却作用延长针栓5的工作时间。

优选地，所述针栓5采用耐高温烧蚀材料制成，如钨渗铜。

优选地，所述锥形段52的半锥角为5-10°，更优选为7.5°，所述锥形段52的大径端的直径与所述喷管2的喉部22直径相等，所述锥形段52的小径端的直径为大径端的直径的1/4-1/2。

优选地，所述燃气通道14沿所述壳体1的周向布置4-6个，所述燃气通道14与所述壳体1的轴线的夹角为30-60°，用于将燃气引出。

优选地，还包括高压气路，所述高压气路通过所述进气口15与所述高压气腔13连接。

优选地，所述高压气路包括依次连接的高压气瓶91、增压电磁阀92、进气可调孔板93、缓冲气罐94、排气可调孔板95和泄压电磁阀96，所述缓冲气罐94通过所述进气口15与所述高压气腔13连接。

优选地，所述增压电磁阀92和所述泄压电磁阀96均为高速电磁阀，提供系统的相应速度。

高压气路的使用方法是：打开增压电磁阀92对缓冲气罐94进行增压，通过进气可调孔板93控制增压的速度，打开泄压电磁阀96对缓冲气罐94进行泄压，通过排气可调孔板95控制泄压的速度，泄压电磁阀96的出口与大气连接。

缓冲气罐94通过管路与高压气腔13连通，使得高压气腔13的压力与缓冲气罐94的压力时刻保持一致。

高压气路工作的介质可以是空气、氮气、氦气。

在地面火箭发动机试验中，优选氮气。

在飞行试验中，优选氦气。

优选地，还包括测量控制系统，所述测量控制系统用于测量所述燃烧室的压力、高压气腔13的压力、针栓5的位置和速度；

所述测量控制系统用于控制所述增压电磁阀92、泄压电磁阀96的通断；

所述测量控制系统用于控制所述进气可调孔板93、排气可调孔板95的流通面积。

测量控制系统通过上述设置，以实现燃烧室压力的闭环伺服控制。

测量控制系统包括采集部分、数据处理部分、系统模型、控制算法、输出信号等部分组成，在测量控制系统中建立固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置部分及高压气路部分的动态特性控制模型，采用pid等控制算法实现燃烧室压力的闭环伺服控制。

本实施例提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置的工作过程是：

当燃烧室压力高于预期压力，增压电磁阀92打开，缓冲气罐94及高压气腔13压力升高，针栓5左侧受压力增大，针栓5产生向右的加速度，针栓5右移，喷管2喉部22截面面积增大，燃烧室压力减小；调整进气可调孔板93的面积，调整缓冲气罐94的增压速度，改变针栓5的加速度、速度，从而改变燃烧室压力下降的速度。

当燃烧室压力低于预期压力，泄压电磁阀96打开，缓冲气罐94及高压气腔13压力降低，针栓5左侧受压力减小，针栓5产生向左的加速度，针栓5左移，喷管2喉部22截面面积减小，燃烧室压力增大。

当燃烧室压力与预期压力相等，针栓5左侧高压气腔13压力与弹簧6力维持平衡，针栓5不移动，增压电磁阀92、泄压电磁阀96关闭，或进气、排气量正好相等，处于动态平衡，缓冲气罐94压力保持不变。

本实施例一提供的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，具有如下优点：

1、将喷管外壳3与燃烧室身部连接，针栓5受高压气腔13的压力和弹簧6的弹簧力作用，调整高压气腔13的压力改变针栓5位置，进而改变喷管2的喉部22直径，通过控制喷管2的喉部22直径的变化来改变燃烧室的压力，从而实现燃烧室压力以及燃烧室压力变化速率的控制。

2、用于固液混合火箭发动机，可以研究一定氧化剂流量调节下，固体燃料燃面退移速度与燃烧室压力的关系。

3、在发动机试验中，通过喷管面积的调整，将燃烧室压力与流量进行解耦，实现燃烧室压力和流量的单独控制，更有利于研究发动机的性能。

4、应用缓冲气罐94，可以在高压气腔13容积受限的情况下，通过调节缓冲气罐94容积，实现控制精度和响应速度的调整。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (7)

1.一种固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，包括壳体、喷管、喷管外壳、端盖、针栓和弹簧；

所述壳体内通过针栓配合段分隔为燃气腔和高压气腔，所述壳体上设有与所述燃气腔连通的燃气通道和与所述高压气腔连通的进气口；

所述喷管通过所述喷管外壳与所述壳体的燃气腔一端连接，所述喷管外壳用于与燃烧室身部连接；

所述喷管的管口包括依次连接的收缩段、喉部和扩张段；

所述端盖安装在所述壳体的高压气腔一端；

所述针栓包括依次连接的半球头、锥形段、细段、粗段和弹簧定位凸台，所述细段滑动安装在所述针栓配合段上，所述锥形段穿过所述燃气腔悬置在所述喷管的管口内，所述粗段滑动设置在所述高压气腔内，所述粗段与所述高压气腔之间形成限位台阶；

所述弹簧一端套装在所述弹簧定位凸台上，另一端与所述端盖相抵靠；

还包括高压气路，所述高压气路通过所述进气口与所述高压气腔连接；

所述高压气路包括依次连接的高压气瓶、增压电磁阀、进气可调孔板、缓冲气罐、排气可调孔板和泄压电磁阀，所述缓冲气罐通过所述进气口与所述高压气腔连接；

还包括测量控制系统，所述测量控制系统用于测量所述燃烧室的压力、高压气腔的压力、针栓的位置和速度；

所述测量控制系统用于控制所述增压电磁阀、泄压电磁阀的通断；

所述测量控制系统用于控制所述进气可调孔板、排气可调孔板的流通面积。

2.根据权利要求1所述的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，所述细段与所述针栓配合段为间隙设置并通过密封圈密封，所述粗段与所述限位台阶为间隙设置并通过密封圈密封。

3.据权利要求1所述的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，所述锥形段的半锥角为5-10°，所述锥形段的大径端的直径与所述喷管的喉部直径相等，所述锥形段的小径端的直径为大径端的直径的1/4-1/2。

4.据权利要求1所述的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，所述针栓采用耐高温烧蚀材料制成。

5.根据权利要求1所述的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，所述燃气通道沿所述壳体的周向布置4-6个。

6.根据权利要求5所述的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，所述燃气通道与所述壳体的轴线的夹角为30-60°。

7.根据权利要求1所述的固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其特征在于，所述增压电磁阀和所述泄压电磁阀均为高速电磁阀。