CN108035824A - 一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统 - Google Patents

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马少杰
赵胜海
邓波
江海涛
余文锋
袁晓昱
张�林
孙子杰
龙海燕
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    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/80—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control
    • F02K9/82—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof characterised by thrust or thrust vector control by injection of a secondary fluid into the rocket exhaust gases

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Abstract

本发明涉及一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，包括火箭发动机(1)、环形高压储气罐(2)、输气管路(3)、稳压阀(4)、集气腔(5)、脉冲射流控制阀(6)、射流喷口(7)和发动机喷管(8)。本发明的系统，便于应用于飞行器的飞行控制，采用二次射流推力矢量控制可降低能耗，增强二次流的致偏能力，同时可有效减少所需喷入的二次流流量。

Description

一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统
技术领域
本发明涉及一种火箭发动机二次射流推力矢量控制系统，属于火箭发动机的推力矢量控制领域。
背景技术
推力矢量控制技术作为非传统的飞行控制技术，在导弹、火箭等领域应用广泛。一般情况下，由导弹弹体上气动控制面产生的气动控制力来对其进行姿态的调整。然而，随着作战需求的提升以及攻击目标的机动性提高，传统气动控制方法已经暴露很多难以解决的问题，例如：在发射初始阶段速度低，气动控制力不足；高空气体密度低，降低控制效率；在打击目标的末段可能由于过载不足导致错失目标等等。由此可知，仅仅采用传统气动控制方法已经满足不了特殊作战条件下的需求，从而促使推力矢量控制技术的发展和应用。根据工作原理和相应的伺服系统的不同，可以把推力矢量控制技术分为机械式和二次射流两大类。
目前火箭发动机的推力矢量控制技术一般采用机械式推力矢量控制，如发动机喷管摆动、发动机喷管外加装可调节阻流片或导流片。机械推力矢量控制喷管虽然带来了大量优点，但也增加了系统的机械复杂性、喷管的成本、质量等，而且由于火箭发动机喷管直接接触高温气体，机械作动部件的的耐高温及抗烧蚀性能也是一个很难解决的问题。
二次射流推力矢量控制不同于机械推力矢量控制，它通过气流间的相互作用，使用细小的流动变化来改变一股比其大得多的流动来实现矢量偏转和喉道调节，喷管的几何形状是固定的，结构简单，可以省去喷管摆动所需要的作动机构和轴承密封机构和喷管外装偏流机构，重量和造价大大降低，因此具有较大的吸引力。
目前二次射流推力矢量控制系统现阶段研究较多的是激波诱导矢量控制方案和喉道倾斜矢量控制方案。南京航空航天大学顾蕴松、曹永飞等的二元流体式推力矢量动力装置(专利号201410416469.0)提出一种二元流体式推力矢量控制系统置，旨在实现主射流偏转和推力转向，能够产生飞行器姿态调整所需的操控力矩。虽然无需增加高压气源和复杂管路就能够实现推力矢量控制，但增加了燃气流道长度，增加了能量损耗，且在二次流流道容易出现致偏射流泄露，在进行推力矢量控制过程中，并不容易达到精确控制。北京理工大学柴森春、李俊等提出一种飞行器射流推力矢量控制系统(专利号201210536374.6)，它主要是依靠与主气流同向的二次流流经康达效应面后产生附壁作用，进而引导主气流沿附壁方向产生康达效应，从而获得偏转力矩。虽然使用比例控制阀提高了推力矢量控制精度，但增加了二次流道和康达效应面，增加了系统复杂度和结构质量及大小。
发明内容
本发明的目的是：本发明的目的在于提供一种结构简单紧凑、控制精度高、工作可靠的火箭发动机二次射流推力矢量控制系统。
考虑到现有技术的上述问题，根据本发明公开的一个方面，本发明采用以下技术方案：
一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，其特征在于，包括火箭发动机(1)、环形高压储气罐(2)、输气管路(3)、稳压阀(4)、集气腔(5)、脉冲射流控制阀(6)、射流喷口(7)和发动机喷管(8)；
其中，环形高压储气罐(2)套装在对应发动机喷管(8)喉部位置的外围空间，作为二次射流的工质源，采用一路输气管路(3)向集气腔(5)输送二次射流工质；
稳压阀(4)配装在输气管路(3)上，用于对环形高压储气罐(2)中输出的二次射流工质进行过滤和压力调节；
集气腔(5)焊接在发动机喷管(8)的扩散段上，多个均布的脉冲射流控制阀(6)嵌装在集气腔(5)上与多个射流喷口(7)对应的位置。
其特征在于，脉冲射流控制阀(6)为八个，均布嵌装在集气腔(5)上，与八个射流喷口(7)对应。
其特征在于，脉冲射流控制阀(6)包括脉冲控制器(6－1)和脉冲射流阀(6－2)，脉冲控制器(6－1)控制脉冲射流阀(6－2)的开合，实现环形高压储气罐(2)中二次射流工质向发动机喷管(8)的脉冲射流。
其特征在于，脉冲式二次射流推力矢量控制系统的主体结构安装在火箭发动机(1)的拉瓦尔喷管外围。
有益效果：
通过采用本发明的系统，能够有效的对火箭发动机进行推力矢量控制。本发明与现有技术相比，有显著优点：
1.采用二次射流推力矢量控制可以实现火箭发动机推力方向在360°上的偏转，便于应用于飞行器的飞行控制。
2.采用二次射流推力矢量控制能耗低，本发明喷管型面固定，喷管出口无偏流机构，无需复杂笨重的液压伺服机构，只需对稳压阀和射流控制阀提供控制及作动电流即可实现射流偏转和推力矢量。
3.采用脉冲射流控制，二次流喷射的脉冲喷入生成涡串，涡串的产生增强了射流与主流的作用，有助于使二次流的致偏能力增强。应用该种方式可有效减少所需喷入的二次流流量。
附图说明
图1是本发明脉冲式二次射流推力矢量控制系统的结构图。
图2是二次射流喷口位置截面示意图。
图3是脉冲射流控制阀结构图。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步地详细说明，但本发明的实施方式不限于此。
如图1所示，本发明一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，包括火箭发动机1、环形高压储气罐2、输气管路3、稳压阀4、集气腔5、脉冲射流控制阀6、射流喷口7和发动机喷管8。
对于采用拉瓦尔喷管的火箭发动机，环形高压储气罐2套装在对应发动机喷管8喉部位置的外围空间，作为二次射流的工质源，采用一路输气管路3向集气腔5输送二次射流工质；通过配装在输气管路3上的稳压阀4进行二次射流工质的过滤和压力调节；集气腔5焊接在发动机喷管8的扩散段上，八个均布的脉冲射流控制阀6嵌装在集气腔5上与八个射流喷口7对应的位置，如图2所示；脉冲射流控制阀6包括脉冲控制器6－1和脉冲射流阀6－2，如图3所示，控制在发动机喷管8扩散段对应位置喷射二次射流工质，由于二次射流的扰动，超声速气流在发动机喷管8内形成一道斜激波，导致发动机喷管8扩张段内压力分布不再均匀，进而产生所需要的侧向力。

Claims (4)

1.一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，其特征在于，包括火箭发动机(1)、环形高压储气罐(2)、输气管路(3)、稳压阀(4)、集气腔(5)、脉冲射流控制阀(6)、射流喷口(7)和发动机喷管(8)；
其中，环形高压储气罐(2)套装在对应发动机喷管(8)喉部位置的外围空间，作为二次射流的工质源，采用一路输气管路(3)向集气腔(5)输送二次射流工质；
稳压阀(4)配装在输气管路(3)上，用于对环形高压储气罐(2)中输出的二次射流工质进行过滤和压力调节；
集气腔(5)焊接在发动机喷管(8)的扩散段上，多个均布的脉冲射流控制阀(6)嵌装在集气腔(5)上与多个射流喷口(7)对应的位置。
2.如权利要求1所述的一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，其特征在于，脉冲射流控制阀(6)为八个，均布嵌装在集气腔(5)上，与八个射流喷口(7)对应。
3.如权利要求1所述的一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，其特征在于，脉冲射流控制阀(6)包括脉冲控制器(6-1)和脉冲射流阀(6-2)，脉冲控制器(6-1)控制脉冲射流阀(6-2)的开合，实现环形高压储气罐(2)中二次射流工质向发动机喷管(8)的脉冲射流。
4.如权利要求1所述的一种脉冲式二次射流推力矢量控制系统，其特征在于，脉冲式二次射流推力矢量控制系统的主体结构安装在火箭发动机(1)的拉瓦尔喷管外围。
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