CN111794878A - 一种火箭发动机冷却与隐身设计装置 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，包括发动机机壳、燃烧室、尾喷管、自增压液氮罐、回形管路和控制部件，燃烧室架设在发动机机壳内，尾喷管固连在燃烧室出口端，自增压液氮罐固连在发动机机壳顶部，回形管路一端与自增压液氮罐相连通，回形管路另一端与尾喷管相通，控制部件连接在回形管路与自增压液氮罐之间，其中，回形管路成螺旋分布在发动机机壳外侧、燃烧室外露发动机机壳的部分和尾喷管与燃烧室相接端，本发明具有即可降低火箭发动机壳体及喷管的红外辐射特性，又可以降低火箭发动机喷焰的红外辐射特性的优点。

Description

一种火箭发动机冷却与隐身设计装置
技术领域
本发明涉及发动机设计技术领域，尤其涉及一种火箭发动机冷却与隐身设计装置。
背景技术
在火箭发动机工作过程中，由于以下原因：
1.火箭发动机工作时，燃烧室内高能量会传递到壁面并影响发动机机壳以及发动机喷管，造成发动机壳体以及喷管外壁的高温，一般火箭未增加发动机壳体和喷管的冷却措施，造成强烈的红外发射特性，使其隐身效果下降。
2.火箭发动机喷管喷出的燃气射流会与大气中空气发生二次燃烧，使得喷焰温度显著提高，喷焰产生强烈的红外辐射信号，造成火箭发动机隐身效果下降。
综上所述，发动机工作过程中，会导致发动机壳体、喷管以及喷焰红外辐射显著增大，使其极易被探测器探测与跟踪，隐身效果大幅下降。
目前发动机设计过程中只是通过多层介质，一层一层散热的方法，或者通过注水的方式散热，未有有效的发动机冷却与隐身的技术，特别是难以同时兼顾发动机的隐身设计
因此，针对以上不足，需要提供一种火箭发动机冷却与隐身设计装置。
发明内容
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是解决现有的发动机冷却和隐身效果较低的问题。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，包括发动机机壳、燃烧室、尾喷管、自增压液氮罐、回形管路和控制部件，燃烧室架设在发动机机壳内，尾喷管固连在燃烧室出口端，自增压液氮罐固连在发动机机壳顶部，回形管路一端与自增压液氮罐相连通，回形管路另一端与尾喷管相通，控制部件连接在回形管路与自增压液氮罐之间，其中，回形管路成螺旋分布在发动机机壳外侧、燃烧室外露发动机机壳的部分和尾喷管与燃烧室相接端。
通过采用上述技术方案，当火箭发动机温升超过阈值，判断火箭发动机处于工作状态时，低温液氮从自增压液氮罐内沿回形管路流出，通过热交换吸收发动机燃烧室向发动机壁面传递的高温热能，大量热量致液氮气化，氮气气流进入喷管外壁的气流腔，氮气在气流腔再次对喷管壁面冷却，氮气与高温喷焰一齐喷流出，相当于在喷焰高温气体周围形成氮气的包裹圈，隔绝外界大气中氧气，达到降低喷焰的二次燃烧的目的，实现对燃烧室外壁以及喷管外壁的冷却，以避免红外探测器捕捉到红外辐射信号，提高发动机隐身性能。
作为对本发明的进一步说明，优选地，回形管路与发动机机壳外侧、燃烧室外露发动机机壳的部分和尾喷管与燃烧室相接端的间距小于回形管路的半径。
通过采用上述技术方案，使回形管路更为靠近发动机，进而可在热量散发时直接进行热交换吸收，避免因间距过大而令发动机热量从回形管路间距散发的问题，使回形管路能够最大程度吸收发动机散发的热量，提高冷却时效。
作为对本发明的进一步说明，优选地，控制部件包括热控阀门限位开关、温度传感器和电磁阀门，热控阀门限位开关固连在自增压液氮罐和回形管路相接端之间，温度传感器固连在热控阀门限位开关顶部，电磁阀门固连在热控阀门限位开关一侧，温度传感器与电磁阀门电性连接。
通过采用上述技术方案，当温度传感器检测到火箭发动机温升超过阈值，判断火箭发动机处于工作状态时，由电磁阀门控制自增压液氮罐的热控阀门限位开关，此时低温液氮即可流入回形管路中，当温度传感器检测到火箭发动机温升未超过阈值，判断火箭发动机不工作，则由电磁阀门控制热控阀门限位开关关闭，避免液氮流失，实现自动控温的作用。
作为对本发明的进一步说明，优选地，温度传感器与发动机机壳之间间距大于回形管路与发动机机壳之间间距。
通过采用上述技术方案，可使温度传感器能够监测发动机周围的环境温度，一旦温度超过阈值则控制液氮流入回形管路中，避免因温度传感器过度靠近发动机，在发动机还未将环境温度加热到阈值时就控制液氮流入回形管路的问题，保证在等量的液氮下能够使用更长时间。
作为对本发明的进一步说明，优选地，尾喷管内固连有内喷管，内喷管与燃烧室相通，内喷管与尾喷管之间具有气流腔，气流腔与回形管路相通。
通过采用上述技术方案，设置气流腔可将氮气喷出，此时氮气包裹内喷管喷出的高温气体，在喷焰高温气体周围形成氮气的包裹圈，隔绝外界大气中氧气，达到降低喷焰的二次燃烧的目的。
作为对本发明的进一步说明，优选地，发动机机壳内与燃烧室之间填充有固体状态的药柱，燃烧室上开设有孔，所述孔与药柱相通。
通过采用上述技术方案，可利用药柱内的燃料持续进入燃烧室进行燃烧产生高温气体，实现火箭发动机的持续输出。
作为对本发明的进一步说明，优选地，发动机机壳内壁上固连有隔热层，隔热层与药柱外壁面抵接。
通过采用上述技术方案，可起到初步隔热的效果，避免过高的温度散发到发动机外造成发动机外壳和回形管路的烧损。
作为对本发明的进一步说明，优选地，自增压液氮罐外固连有条状的支架，支架底部与发动机机壳顶部固连，以使自增压液氮罐不与发动机机壳接触。
通过采用上述技术方案，可避免自增压液氮罐与发动机机壳接触而造成直接的热接触，导致自增压液氮罐受热变形，且支架为条状，还可有效降低热传导。
(三)有益效果
本发明的上述技术方案具有如下优点：
本发明通过设计特殊螺旋式的回形管路，并在管路内流动液氮，不仅能够对发动机机壳散发的热量进行冷却，还能对喷发的气体进行包覆降低二次燃烧，减少火箭发动机整体运行时的热辐射，避免被红外探测设备检测到，实现对发动机的冷却和隐身的效果。
附图说明
图1是本发明的总装效果图；
图2是图1中A的放大图；
图3是本发明的气流腔结构图；
图4是本发明的剖面图；
图5是本发明与无冷却装置的发动机剖面对比图；
图6是本发明与无冷却装置下仿真的发动机外壳和喷管壁面温度比对效果图；
图7是本发明与无冷却装置下仿真的发动机喷焰温度分布云图对比图；
图8是本发明与无冷却装置下仿真的发动机喷焰轴线方向上的温度对比图；
图9是本发明与无冷却装置下仿真的发动机辐射亮度分布对比效果图(波段：2-5μm)；
图10是本发明与无冷却装置下仿真的发动机光谱辐射强度对比效果图(波段：2-5μm)；
图11是本发明的设计参数图。
图中：1、发动机机壳；11、药柱；12、隔热层；2、燃烧室；3、尾喷管；31、内喷管；32、气流腔；4、自增压液氮罐；41、支架；5、回形管路；6、控制部件；61、热控阀门限位开关；62、温度传感器；63、电磁阀门。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中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的一部分实施例，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的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。
一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，结合图1、图4，包括发动机机壳1、燃烧室2、尾喷管3、自增压液氮罐4、回形管路5和控制部件6，燃烧室2架设在发动机机壳1内，尾喷管3固连在燃烧室2出口端，自增压液氮罐4固连在发动机机壳1顶部，回形管路5一端与自增压液氮罐4相连通，回形管路5另一端与尾喷管3相通，控制部件6连接在回形管路5与自增压液氮罐4之间。
结合图1、图4，发动机机壳1为柱状金属壳体，燃烧室2为柱状金属壳体，燃烧室2外径小于发动机机壳1内径，燃烧室2轴线与发动机机壳1轴线重合，发动机机壳1内与燃烧室2之间填充有固体状态的药柱11，药柱11为固体化燃料，燃烧室2上开设有孔，所述孔与药柱11相通，可利用药柱11内的燃料持续进入燃烧室2进行燃烧产生高温气体，实现火箭发动机的持续输出；发动机机壳1内壁上固连有隔热层12，隔热层12与药柱11外壁面抵接，设置隔热层12可起到初步隔热的效果，避免过高的温度散发到发动机外造成发动机外壳1和回形管路5的烧损；发动机机壳1外还罩有弹体，所述弹体内径大于回形管路5换绕外径，以避免冷气外流并起到保护回形管路5的作用。
结合图1、图4，自增压液氮罐4外固连有条状的支架41，支架41底部与发动机机壳1顶部固连，以使自增压液氮罐4不与发动机机壳1接触，通过设置支架41，可避免自增压液氮罐4与发动机机壳1接触而造成直接的热接触，导致自增压液氮罐4受热变形，且支架41为条状，还可有效降低热传导。
结合图3、图4，回形管路5为金属细管，回形管路5成螺旋分布在发动机机壳1外侧、燃烧室2外露发动机机壳1的部分和尾喷管3与燃烧室2相接端，其中回形管路5与发动机机壳1外侧、燃烧室2外露发动机机壳1的部分和尾喷管3与燃烧室2相接端的间距小于回形管路5的半径；设置回形管路5可通过向回形管路5内导入液氮，利用液氮较易气化吸热的性质，吸收发动机机壳1散发出的热量，同时合理的结构设计，使回形管路5更为靠近发动机，进而可在热量散发时直接进行热交换吸收，避免因间距过大而令发动机热量从回形管路5间距散发的问题，使回形管路5能够最大程度吸收发动机散发的热量，提高冷却时效。
结合图1、图2，控制部件6包括热控阀门限位开关61、温度传感器62和电磁阀门63，热控阀门限位开关61、温度传感器62和电磁阀门63均为常见的电子元件，热控阀门限位开关61固连在自增压液氮罐4和回形管路5相接端之间，温度传感器62固连在热控阀门限位开关61顶部，电磁阀门63固连在热控阀门限位开关61一侧，温度传感器62与电磁阀门63电性连接，当温度传感器62检测到火箭发动机温升超过阈值，判断火箭发动机处于工作状态时，由电磁阀门63控制自增压液氮罐4的热控阀门限位开关61，此时低温液氮即可流入回形管路5中，当温度传感器62检测到火箭发动机温升未超过阈值，判断火箭发动机不工作，则由电磁阀门63控制热控阀门限位开关61关闭，避免液氮流失，实现自动控温的作用；其中温度传感器62与发动机机壳1之间间距大于回形管路5与发动机机壳1之间间距，可使温度传感器62能够监测发动机周围的环境温度，一旦温度超过阈值则控制液氮流入回形管路5中，避免因温度传感器62过度靠近发动机，在发动机还未将环境温度加热到阈值时就控制液氮流入回形管路5的问题，使液氮只有在超出阈值的情况下才能流出，保证在等量的液氮下能够使用更长时间。
结合图3、图4，尾喷管3内固连有内喷管31，内喷管31与燃烧室2相通，内喷管31与尾喷管3之间具有气流腔32，气流腔32与回形管路5相通，液氮在吸热气化后，氮气气体通过回形管路5流入气流腔32中，气流腔32可将氮气喷出，此时氮气包裹内喷管31喷出的高温气体，在喷焰高温气体周围形成氮气的包裹圈，隔绝外界大气中氧气，达到降低喷焰的二次燃烧的目的。
为使上述结构能够表现出最优冷却和隐身效果，需满足以下设计准则：
1、满足尾焰辐射下降的氮气流量设计要求；
2、满足发动机与弹体的间隔设计要求；
3、满足最大化的发动机机壳冷却要求；
4、满足最小化的发动机附加质量要求。
结合图11，针对第一准则，设发动机真实流量为m′，假定氮气秒流量的系数为k1，则氮气实际流量为k1m′，回形管路5的管道内径则满足
Figure BDA0002621012120000091
其中ρN2是氮气的密度，V是氮气流动速度。基于理论分析结果，推荐k1≥0.01。
针对第二准则，设发动机机壳1的半径为r′，弹体设计的半径为r″，设计间隙系数为k2，则回形管路5的管道外径满足φout＝1.0k2(r″-r′)，其中推荐k2≤0.95。
针对第三和第四准则，设单位发动机面积的传热率为Q′，则有
Figure BDA0002621012120000092
式中λ是钢的导热系数，d是回形管路5的螺距，ΔT＝T′-TN2是指内外温差，其中T′是发动机燃烧室温度，TN2是回形管路5内氮气的温度。设单位发动机面积的质量增加率为M′，则有
Figure BDA0002621012120000093
式中ρsteel是钢的密度，δ是发动机壁面厚度，设计过程中Q’应尽可能大，M′应尽可能小，并且在满足φout和φin条件下，对Q’和M′寻最优，设计回形管路5的螺距d。
为验证上述技术方案的有效性，对上述技术方案进行多种仿真实验，具体操作方式如下：
结合图5、图6和图11，选取同规格的两个火箭发动机，在其中一个火箭发动机上加装尾喷管3、增压液氮罐4、回形管路5和控制部件6作为冷却装置；其中发动机推力均为646.66kN，流量为279.47kg/s，发动机半径为0.28m，发动机长为1.3m，弹体半径为0.4m。加装的喷管3出口半径为0.3m，氮气流量为3kg/s，回形管路5的内径φin为0.07m，回形管路5的外径φout为0.108m，回形管路5的间距d为0.278m。
随后在两个火箭发动机上分别取十个试验点，选取点位置如图5所示，通过在软件中模拟火箭发动机的运行状态，并对各个点位进行温度测算，结果如图6所示。
根据对图6的分析，有冷却装置的火箭发动机各个点位的温度明显低于无冷却装置的火箭发动机，弹体温度下降约40K，说明流动液氮的回形管路5可对发动机本体外环境温度进行冷却。
结合图7、图8，分别对两个火箭发动机的喷焰温度进行仿真测算，其中很明显的看出，在相同轴线位置处，有冷却装置的火箭发动机喷焰处温度低于无冷却装置的火箭发动机，其中最高下降约200K，说明由气流腔32喷出的氮气可降低喷焰二次燃烧，进而降低喷焰温度。
结合图9、图10，分别对两个火箭发动机的机壳及喷管进行红外辐射特性的仿真测算，以及对喷焰的红外辐射特性的仿真测算，结果发现，有冷却装置的火箭发动机无论是在发动机机壳1处还是尾喷管3处，乃至喷焰的红外辐射强度均比无冷却装置的火箭发动机低，其中辐射能量明显减少约30％，说明有冷却装置的火箭发动机的隐身效果更好。
综上所述，本发明通过设计带有尾喷管3、增压液氮罐4、回形管路5和控制部件6的火箭发动机，当温度传感器62检测到火箭发动机温升超过阈值，判断火箭发动机处于工作状态时，由电磁阀门63控制自增压液氮罐4的阀门，低温液氮沿回形管路5通过热交换吸收发动机燃烧室2向发动机壁面传递的高温热能，大量热量致液氮气化，氮气气流进入尾喷管3外壁包裹的气流腔32，氮气在气流腔32再次对喷管壁面冷却，氮气与高温喷焰一齐喷流出，相当于在喷焰高温气体周围形成氮气的包裹圈，隔绝外界大气中氧气，达到降低喷焰的二次燃烧的目的。本装置可以实现对燃烧室2外壁以及喷管外壁的冷却，此外，本装置一方面可以降低火箭发动机壳体及喷管的红外辐射特性，另一方面可以降低火箭发动机喷焰的红外辐射特性，实现即可对火箭发动机进行冷却降温又能提高隐身性能的作用。
最后应说明的是：以上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精神和范围。

Claims (8)

1.一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：包括发动机机壳(1)、燃烧室(2)、尾喷管(3)、自增压液氮罐(4)、回形管路(5)和控制部件(6)，燃烧室(2)架设在发动机机壳(1)内，尾喷管(3)固连在燃烧室(2)出口端，自增压液氮罐(4)固连在发动机机壳(1)顶部，回形管路(5)一端与自增压液氮罐(4)相连通，回形管路(5)另一端与尾喷管(3)相通，控制部件(6)连接在回形管路(5)与自增压液氮罐(4)之间，其中，回形管路(5)成螺旋分布在发动机机壳(1)外侧、燃烧室(2)外露发动机机壳(1)的部分和尾喷管(3)与燃烧室(2)相接端。
2.根据权利要求1所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：回形管路(5)与发动机机壳(1)外侧、燃烧室(2)外露发动机机壳(1)的部分和尾喷管(3)与燃烧室(2)相接端的间距小于回形管路(5)的半径。
3.根据权利要求1所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：控制部件(6)包括热控阀门限位开关(61)、温度传感器(62)和电磁阀门(63)，热控阀门限位开关(61)固连在自增压液氮罐(4)和回形管路(5)相接端之间，温度传感器(62)固连在热控阀门限位开关(61)顶部，电磁阀门(63)固连在热控阀门限位开关(61)一侧，温度传感器(62)与电磁阀门(63)电性连接。
4.根据权利要求3所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：温度传感器(62)与发动机机壳(1)之间间距大于回形管路(5)与发动机机壳(1)之间间距。
5.根据权利要求1所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：尾喷管(3)内固连有内喷管(31)，内喷管(31)与燃烧室(2)相通，内喷管(31)与尾喷管(3)之间具有气流腔(32)，气流腔(32)与回形管路(5)相通。
6.根据权利要求1所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：发动机机壳(1)内与燃烧室(2)之间填充有固体状态的药柱(11)，燃烧室(2)上开设有孔，所述孔与药柱(11)相通。
7.根据权利要求6所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：发动机机壳(1)内壁上固连有隔热层(12)，隔热层(12)与药柱(11)外壁面抵接。
8.根据权利要求1所述的一种火箭发动机冷却与隐身设计装置，其特征在于：自增压液氮罐(4)外固连有条状的支架(41)，支架(41)底部与发动机机壳(1)顶部固连，以使自增压液氮罐(4)不与发动机机壳(1)接触。
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