CN110425057B - 一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置，包括支撑环、横向支撑板、转动销轴、液压杆、连接板、纵向固定板、导流台、旋转轴、耳套、液压支腿、支撑块和第一耳套。横向支撑板中心开有圆形通孔，支撑环固定在横向支撑板圆形通孔上，四个弧形支撑块对称环形分布在横向支撑板的圆形通孔周围，与设有液压支腿相对的一侧的横向支撑板底面固连有纵向固定板；导流台固定在纵向固定板的一侧，连接板为U形板，连接板与旋转轴转动连接，旋转轴两端分别设有第一耳套，第一耳套与纵向固定板固连，连接板的开口端用于连接火箭发射车尾部，液压杆一端穿过连接板的开口端与第二耳套通过转动销轴转动连接，第二耳套固定在横向支撑板和纵向固定板上。

Description

一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置
技术领域
本发明属于导流技术，具体涉及一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置。
背景技术
火箭作为一种运输工具，广泛用于航空航天，如发射卫星、搭载导弹。火箭的造价非常昂贵，如何降低燃气射流对火箭本体的危害成为了工程师们关心的问题之一。火箭点火后，尾部喷管内的燃气迅速燃烧并向大气中膨胀，对于垂直发射的火箭来说，燃气射流会在固壁面处产生反射，反射的高温燃气会作用于箭体，使得箭体被烧蚀，零部件会受到热应变、热蠕变等热效应的影响。因此，多数的火箭发射基底或发射台都会设计导流体或导流器，对火箭尾气进行疏导，使得反射的燃气量减少、温度降低，以防止反射的燃气及燃烧产物对发动机的影响。
中国专利CN105971769A公开了一种小型固体火箭发动机正立式试车燃气导流器，该导流器由导流体和支架组成，导流体由耐高温水泥浇注在支架内部形成，导流体朝向固体火箭发动机尾喷口的导流板在竖直平面内的截面曲线为弧线段和直线段组成，其中直线段为弧线段下部末端切线，导流体导流板的两侧有向上的凸出边沿；该发明属于实验设备，固定不动，结构笨重简单，且单面导流，效果欠佳。中国专利CN108177746A公开了一种舰船无源干扰火箭弹固定发射导流器，该导流体的造型为第一导流板及与第一导流板相衔接的第二导流板、支撑板，所述第一导流板和第二导流板板均倾斜设置，第一导流板和第二导流板的左、右两侧均向外翻折出一个向上倾斜的侧流面板，支撑板分别竖直固定在侧流面板上和第二导流板的后侧面上；该发明固定在舰船上不可移动，结构庞大，导流板单一。中国专利CN204759886U公开了一种带有导流板的模型火箭发射车，发射筒后端铰接有导流板，导流板上开设有点火孔和凹槽，导流板与发射筒扣合时定位螺栓定位连接在凹槽内；该实用新型所提出的导流板仅适用于倾斜发射场合，对于垂直发射无法导流或导流效果极差，因为导流板法向与燃气流动方向几乎平行。上述发明仅对导流器做了结构设计，未开展理论分析和优化分析，未进行数值模拟验证，缺乏支撑材料和理论。
发明内容
本发明的目的在于提供一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置，解决车载火箭发射过程中燃气射流冲击车轮、反溅后冲击喷管等问题。
实现本发明目的的技术解决方案为：一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置，包括支撑环、横向支撑板、转动销轴、液压杆、连接板、纵向固定板、导流台、旋转轴、第二耳套、两根液压支腿、四个支撑块和两个第一耳套。
所述横向支撑板中心开有圆形通孔，为燃气流提供运动通道，在任意一侧对称设有两个凸起用于固定两根液压支腿；支撑环固定在横向支撑板圆形通孔上，四个弧形支撑块对称环形分布在横向支撑板的圆形通孔周围，与设有液压支腿相对的一侧的横向支撑板底面固连有纵向固定板，纵向固定板与横向支撑板垂直；导流台固定在纵向固定板的一侧，且位于横向支撑板的正下方，并与两根液压支腿的外侧壁固连，连接板为U形板，连接板设置在纵向固定板的另一侧，连接板与旋转轴转动连接，旋转轴两端分别设有第一耳套，第一耳套与纵向固定板固连，连接板的开口端用于连接火箭发射车尾部，液压杆一端穿过连接板的开口端与第二耳套通过转动销轴转动连接，第二耳套固定在横向支撑板和纵向固定板上，液压杆的另一端连接火箭发射车，实现装置的收放。
本发明与现有技术相比，其显著优点在于：
(1)通过连接板、转动销轴、液压杆、第一耳套和第二耳套实现导流装置的收放，使得导流装置具有较轻的质量和较好的机动性。
(2)通过液压支腿与导流装置的配合使用，使得导流装置具有较强的抗冲击能力和稳定性。
(3)通过仿真和理论分析，进一步证明了两弧形面的优异导流效果。
附图说明
图1是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置三维主视图。
图2是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置左轴视图。
图3是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置剖视图。
图4是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置的横向支撑板及支撑块示意图。
图5是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置支撑环剖视图。
图6是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置导流台示意图。
图7是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置温度分布云图。
图8是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置压强分布云图。
图9是本发明提供的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置与火箭示意图，其中图(a)为主视图，图(b)为轴测图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步详细描述。
结合图1至图9，一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置，包括支撑环2、横向支撑板3、转动销轴5、液压杆6、连接板7、纵向固定板8、导流台9、旋转轴11、第二耳套12、两根液压支腿10、四个支撑块1和两个第一耳套4。
所述横向支撑板3中心开有圆形通孔，为燃气流提供运动通道，在任意一侧对称设有两个凸起用于固定两根液压支腿10。支撑环2通过螺钉安装在横向支撑板3圆形通孔上，其内径与横向支撑板3圆形通孔的直径相同。四个弧形支撑块1对称环形分布在横向支撑板3的圆形通孔周围，通过螺钉固定。与设有液压支腿10相对的一侧的横向支撑板3底面焊接固连有纵向固定板8，纵向固定板8与横向支撑板3垂直。导流台9固定在纵向固定板8的一侧，且位于横向支撑板3的正下方，并与两根液压支腿10的外侧壁焊接，连接板7为U形板，连接板7设置在纵向固定板8的另一侧，连接板7与旋转轴11转动连接，旋转轴11两端分别设有第一耳套4，第一耳套4与纵向固定板8焊接，为燃气流导流装置提供转动副。连接板7的开口端用于连接火箭发射车尾部，液压杆6一端穿过连接板7的开口端与第二耳套12通过转动销轴5转动连接，第二耳套12固定在横向支撑板3和纵向固定板8上，液压杆6的另一端连接火箭发射车，实现装置的收放。
连接板7位于第二耳套12的下方。
所述导流台9包括两个对称相连的弧形台座，弧形台座与纵向固定板8相连一侧的第一弧线的曲率为2000～3000mm，两个弧形台座相连的第二弧线的曲率为1000～2000mm。
其中，第一弧线曲率优选2500mm，第二弧线曲率优选1400mm。
支撑环2、横向支撑板3和纵向固定板8的外侧壁均进行倒圆角处理，有利于引流。
所述导流台9、横向支撑板3、支撑环2、纵向固定板8的材料为轻质、耐高温、高强度的碳碳(C/C)复合材料；支撑块1为具有超弹性的耐高温橡胶类(如丁腈)材料；液压支腿10、液压杆6、转动销轴5、第一耳套4、第二耳套12、连接板7的材料为高强度铝合金。
本发明所述的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置的工作过程如下：
火箭发射车开到指定地点后，整车被安装在车两侧的四个液压支腿10支起，使车轮离地一定距离，通过车尾处的液压杆6使整个燃气流导流装置绕连接板7提供的转动副从车厢内旋转到水平位置，并通过液压支腿10与地面取得支撑。火箭竖起后其箭尾通过火箭上的支撑结构与支撑块1及支撑环2接触，进入待发射状态。接到点火命令后，火箭发动机燃烧室内推进剂燃烧并通过喷管喷出，喷管喷出的燃气射流沿喷管轴线运动到导流装置上。发射初期，燃气流基本通过横向支撑板3中间的圆形通孔冲击到导流台9上，导流台9通过弧形面将燃气流以一定的方向向外排出，实现导流，达到防止燃气流反溅毁伤喷管的目的。发射中期，火箭的喷管远离燃气流导流装置，此时燃气流会冲击整个燃气流导流装置，但冲击力大大降低，整个装置通过开设的倒角进行引流。
为进一步证明本发明所述的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置具有较好的导流性能，在此开展了理论分析及数值仿真分析：
1、理论分析
为便于分析，假设燃气流在喷射的过程中没有与外界发生物质和能量交换，取火箭喷管出口为控制面A，导流装置底部横截面为控制面B，对于控制面A与控制面B及外边界形成的控制体进行分析。根据流体力学雷诺输运定理可得一维流动连续性方程：
Figure BDA0002125547510000041
式中，ρ为液体密度，t为时间，v为控制体体积，V为液体速度，S为控制面面积，i表示控制面B的出口数量，j表示控制面A的入口数量；下标A表示控制面A处的参量，下标B表示控制面B处的参量。
根据上述的假设，即不考虑物质的交换，则可以把问题描述成定常流动，上式可改写为：
Figure BDA0002125547510000051
若忽略燃气喷射过程中的密度变化，则上式可改写为
Figure BDA0002125547510000052
对于受燃气流冲击的导流台，其受力平衡方程为
Figure BDA0002125547510000053
式中，
Figure BDA0002125547510000054
表示控制面A、B上的压强矢量，
Figure BDA0002125547510000055
表示控制面A、B上的速度矢量，SA、SB表示控制面A、B上的面积，
Figure BDA0002125547510000056
为侧表面上的合力，
Figure BDA0002125547510000057
为控制体内流体的质量力，qm为质量流率。
对于两弧面导流装置来说，式(3)中的i＝2，即包含两个出口区域。根据牛顿第三定律，导流台受到的反作用力
Figure BDA0002125547510000058
为
Figure BDA0002125547510000059
式中，
Figure BDA00021255475100000510
表示控制面B处弧面1、弧面2的速度矢量，
Figure BDA00021255475100000511
表示控制面B处弧面1、弧面2的压强矢量，SB1、SB2表示控制面B处弧面1、弧面2的面积。由于控制面A的质量流率qm保持不变，压力、速度、控制面积也保持不变，
Figure BDA00021255475100000512
保持不变，则控制面B的分区越多，每个型面的导流负担越小。
2、数值仿真
为了得到本发明所述的一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置的导流效果，采用仿真软件对其进行三维流场模拟。
参见图8，可见导流台的温度分布沿第一弧线和第二弧线减小，温度发生了梯度变化，说明导流台能很好的起到导流的作用。
参见图9，可见导流台的压强分布沿第一弧线和第二弧线减小，压强发生了梯度变化，说明导流台能很好的起到导流的作用。

Claims (5)

1.一种用于车载火箭发射的燃气流导流装置，其特征在于：包括支撑环（2）、横向支撑板（3）、转动销轴（5）、液压杆（6）、连接板（7）、纵向固定板（8）、导流台（9）、旋转轴（11）、第二耳套（12）、两根液压支腿（10）、四个支撑块（1）和两个第一耳套（4）；
所述横向支撑板（3）中心开有圆形通孔，为燃气流提供运动通道，在任意一侧对称设有两个凸起用于固定两根液压支腿（10）；支撑环（2）固定在横向支撑板（3）圆形通孔上，四个弧形支撑块（1）对称环形分布在横向支撑板（3）的圆形通孔周围，与设有液压支腿（10）相对的一侧的横向支撑板（3）底面固连有纵向固定板（8），纵向固定板（8）与横向支撑板（3）垂直；导流台（9）固定在纵向固定板（8）的一侧，且位于横向支撑板（3）的正下方，并与两根液压支腿（10）的外侧壁固连，连接板（7）为U形板，连接板（7）设置在纵向固定板（8）的另一侧，连接板（7）与旋转轴（11）转动连接，旋转轴（11）两端分别设有第一耳套（4），第一耳套（4）与纵向固定板（8）固连，连接板（7）的开口端用于连接火箭发射车尾部，液压杆（6）一端穿过连接板（7）的开口端与第二耳套（12）通过转动销轴（5）转动连接，第二耳套（12）固定在横向支撑板（3）和纵向固定板（8）上，液压杆（6）的另一端连接火箭发射车，实现装置的收放；
所述导流台（9）包括两个对称相连的弧形台座，弧形台座与纵向固定板（8）相连一侧的第一弧线的曲率为2000~3000mm，两个弧形台座相连的第二弧线的曲率为1000~2000mm。
2.根据权利要求1所述的用于车载火箭发射的燃气流导流装置，其特征在于：连接板（7）位于第二耳套（12）的下方。
3.根据权利要求1所述的用于车载火箭发射的燃气流导流装置，其特征在于：支撑环（2）的内径与横向支撑板（3）圆形通孔的直径相同。
4.根据权利要求1所述的用于车载火箭发射的燃气流导流装置，其特征在于：第一弧线曲率选择2500mm，第二弧线曲率选择1400mm。
5.根据权利要求1所述的用于车载火箭发射的燃气流导流装置，其特征在于：支撑环（2）、横向支撑板（3）和纵向固定板（8）的外侧壁均进行倒圆角处理，有利于引流。
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN111623668B (zh) * 2020-04-29 2023-01-20 北京航天发射技术研究所 一种导流装置下放机构及其控制方法
CN111795828B (zh) * 2020-06-05 2022-06-03 湖北航天技术研究院总体设计所 一种水平模拟发射试验装置及方法
CN113606060B (zh) * 2021-07-19 2022-05-10 西安航天动力试验技术研究所 一种可移动燃气导流装置及其使用方法

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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103542772B (zh) * 2013-10-23 2015-09-16 北京航天发射技术研究所 一种发射台的热防护方法
CN104916208B (zh) * 2015-06-09 2018-03-02 贺中秋 模型火箭发射车
CN106247855B (zh) * 2016-09-13 2018-06-19 湖北航天技术研究院总体设计所 一种导流器可升降的发射台
CN109470079A (zh) * 2018-10-30 2019-03-15 湖北航天技术研究院总体设计所 一种车载导弹发射单面导流器及具有该导流器的发射车

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