CN113482799B - 一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管 - Google Patents

一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管 Download PDF

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Abstract

本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，属于火箭发动机技术领域。本发明包括开槽喷管、通气槽控制装置；所述开槽喷管在喷管扩张段，沿轴线方向开有若干组通气槽，同一组内的若干个尺寸一致的通气槽沿周向均匀分布；每个上述通气槽外侧都配有与之匹配的通气槽控制装置；通过通气槽控制装置控制通气槽开启或关闭；通气槽均开启时，通过控制喷管内部的流动分离来有效提高喷管在低空工况下的性能，起到高度补偿的作用；通过不对称控制一组或多组通气槽的开启或关闭状态，引起喷管内流动的不对称，达到推力矢量控制的目的。本发明能够显著提高火箭发动机的喷管效率，有效提高喷管在低空工况下的性能，且能够提高喷管的结构稳定性及火箭入轨精度。

Description

一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管
技术领域
本发明涉及一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，属于火箭发动机技术领域。
背景技术
喷管是火箭发动机的重要组成部件之一。对于常规的火箭发动机喷管，其工作状态通常经历三个阶段：火箭起飞时，外界环境压力高于喷管出口压力，喷管工作在过膨胀状态；当火箭飞行到某一高度，外界环境压力等于喷管出口压力，此时喷管工作在设计状态；随火箭飞行高度继续提升，外界环境压力低于喷管出口压力，喷管工作在欠膨胀状态。当喷管在设计状态工作时，效率最高，理想的喷管是喷管出口面积可以随火箭飞行高度连续变化，这样喷管出口压力始终与环境压力相等，喷管始终工作在设计状态，但目前工程上很难实现这样的喷管结构。
当喷管在非设计状态工作时，会出现非适应性损失，喷管效率降低。尤其是当喷管处于过膨胀状态时，较高的背压常导致喷管内部出现非稳态、非对称的复杂波系，从而引起侧向力甚至严重的流固耦合现象，危及喷管的结构稳定性及火箭的入轨精度。因此，为避免喷管过膨胀状态下流动分离现象对发动机可靠性的影响，不得不将喷管扩张比设计得较小，由此引发的问题是，喷管长时间工作在欠膨胀状态，造成了大量的性能损失。
发明内容
本发明目的是提供一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，能够通过控制喷管内部的流动分离来有效提高喷管在低空工况下的性能，起到高度补偿的作用，同时也能达到推力矢量控制的目的。
本发明的目的是通过下述技术方案实现的：
本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，包括开槽喷管、通气槽控制装置。
所述开槽喷管在喷管扩张段，沿轴线方向开有若干组通气槽，同一组内的若干个尺寸一致的通气槽沿周向均匀分布。
每个上述通气槽外侧都配有与之匹配的通气槽控制装置。
通过通气槽控制装置控制通气槽开启或关闭；
通气槽均开启时，通过控制喷管内部的流动分离来有效提高喷管在低空工况下的性能，起到高度补偿的作用；
通过不对称控制一组或多组通气槽的开启或关闭状态，引起喷管内流动的不对称，达到推力矢量控制的目的。
作为优选，每个上述通气槽控制装置包含固定座、作动筒、连接件和盖板。作动筒用于实现沿其轴向的进给、复位运动。作动筒与固定座采用转轴连接，通过电机传动转轴在一定角度内旋转，作动筒控制盖板位置，从而控制通气槽的开启或关闭。
为实现推力矢量控制，作为优选，每一组通气槽的数量不少于三个。
作为优选，根据性能要求和尺寸变化，通过改变通气槽组数、每组槽的数量及每一组槽在轴向的位置，实现相应性能要求。所述相应性能要求包括高度补偿效果和推力矢量控制要求。
本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管的工作方法为：发动机在地面点火并开始工作，此时喷管为初始状态，所有通气槽均开启，外界环境空气通过通气槽进入喷管内部，对内部流动产生扰动，从而控制喷管内部的流动分离，并提高流动分离点之后喷管内壁面的压力分布，由此推力大于常规喷管，起到高度补偿的作用。
随火箭飞行高度提高，达到第一预定高度时，第一组通气槽关闭，防止燃气通过第一组通气槽向环境泄漏；随飞行高度继续提高，达到第二预定高度时，第二组通气槽关闭；依次类推，直至所有通气槽关闭。
在任意飞行高度，通过不对称控制一组或多组通气槽的开启或关闭状态，引起喷管内流动的不对称，达到推力矢量控制的目的。
有益效果：
1、本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，在喷管扩张段沿轴线方向开有若干组通气槽，同一组内的若干个尺寸一致的通气槽沿周向均匀分布。外界环境空气通过通气槽进入喷管内部，对内部流动产生扰动，从而控制喷管内部的流动分离，并提高流动分离点之后喷管内壁面的压力分布，由此推力大于常规喷管，起到高度补偿的作用，即通过控制喷管内部的流动分离，显著提高火箭发动机的喷管效率，有效提高喷管在低空工况下的性能。
2、本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，在任意飞行高度，通过不对称控制一组或多组通气槽的开启或关闭状态，引起喷管内流动的不对称，达到推力矢量控制的目的。
3、本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，在喷管扩张段沿轴线方向开有若干组通气槽，通过通气槽控制装置控制通气槽由开启或关闭，能够在保证喷管扩张比的同时，避免喷管长时间工作在欠膨胀状态，其能够避免喷管处于过膨胀状态时，较高的背压常导致喷管内部出现非稳态、非对称的复杂波系，进而在显著提升喷管效率的同时，提高喷管的结构稳定性及火箭的入轨精度。
4、本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，通过通气槽控制装置控制通气槽的开启或关闭，所述通气槽控制装置包含固定座、作动筒、连接件和盖板。作动筒用于实现沿其轴向的进给、复位运动。作动筒与固定座采用转轴连接，通过电机传动转轴在一定角度内旋转，作动筒控制盖板位置，从而控制通气槽的开启或关闭。
附图说明
图1是本发明公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管的装配图；
图2是开槽喷管；
图3是通气槽控制装置；
图4是第一高度补偿状态原理示意图；
图5是通气槽关闭状态；
图6是第二高度补偿状态原理示意图；
图7是推力矢量控制状态1示意图；
图8是推力矢量控制状态2示意图；
其中，1—开槽喷管、11—第一组通气槽、12—第二组通气槽、2—通气槽控制装置、21—固定座、22—转轴、23—作动筒、24—连接件、25—盖板。
具体实施方式
以下将结合附图与实施例对本发明的构思、具体结构及产生的技术效果作进一步说明，以了解本发明的目的、特征和效果。
如图1、2所示，本实施例公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，所述开槽喷管1在喷管扩张段，沿轴线方向开有若干组通气槽，同一组内的若干个尺寸一致的通气槽沿周向均匀分布。
每个上述通气槽外侧都配有与之匹配的通气槽控制装置2；
通过通气槽控制装置2控制通气槽由开启或关闭；
每个上述通气槽控制装置2包含固定座21、转轴22、作动筒23、连接件24和盖板25；作动筒23用于实现沿其轴向的进给、复位运动；作动筒23与固定座21采用转轴22连接，通过电机传动转轴22在一定角度内旋转，作动筒23控制盖板25位置，从而控制通气槽的开启或关闭。
根据火箭发动机的性能要求以及尺寸变化，通过改变通气槽组数、每一组通气槽的数量及每组通气槽的位置等参数，实现相应性能要求。为实现推力矢量控制，每一组通气槽的数量应不少于三个。例如可以如图1所示，开两组通气槽，每组3个，也可以如图2所示，开三组通气槽，每组四个。
通气槽组数n和每组通气槽的位置会影响高度补偿效果。为最大化高度补偿效果，应对通气槽组数和每组通气槽的位置进行优化，通气槽的位置由其所在轴向位置截面处的扩张比ei表示。下表列举了几种通气槽组数与最佳通气槽位置的对应关系，采用的优化算法为遗传算法，优化的目标函数为喷管在全工作过程的总冲，优化过程采用的计算参数参考某型号固体运载火箭。表中所列喷管的最大扩张比均为40，总冲参考值为扩张比为40的常规喷管。可见相比于传统喷管，可控式开槽喷管的总冲增益超过20％，几乎与理想喷管相当。
表1优化后的可控式开槽喷管设计参数及性能参数
Figure BDA0003221206570000041
以下实施方式以图1所示开槽方案为例进行说明。
本实施例公开的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管的工作方法为：
发动机在地面点火并开始工作，此时喷管为第一高度补偿状态。如图4所示，两组通气槽均开启，外界环境空气通过两组通气槽进入喷管内部，对内部流动产生扰动，使喷管内流动分离位置提前，并提高流动分离点之后喷管内壁面的压力，因此可使发动机推力增大。
随工作高度提升，当达到第一预定高度时，如图5所示，通气槽控制装置2控制第一组通气槽关闭，防止燃气向环境泄漏。此时喷管工作状态为第二高度补偿状态，如图6所示，第一组通气槽11已关闭，外界环境空气仅通过第二组通气槽12进入喷管内部。
随工作高度继续提升，当达到第二预定高度时，通气槽控制装置2控制第二组通气槽关闭，此时喷管为最终高度补偿状态，本发明装置不再具有高度补偿效果。火箭在达到上述的第一、第二预定高度时，及时关闭相对应的通气槽可防止在高空工况下的燃气泄漏。以第一组通气槽11为例，通气槽起始处喷管横截面积为A1，当火箭爬升到预定高度H1时，第一组通气槽关闭，此时周围环境大气压力为pe1，则A1与pe1的对应关系应为
Figure BDA0003221206570000042
上式中At为喷管喉部面积，k为燃气工质的比热比，pc为喷管入口压力，均为已知参数。K为修正系数，其与推进剂配方、喷管型面、工作高度等参数相关。
通过不对称控制任意一组三个通气槽的开启或关闭状态，可引起喷管内流动的不对称，起到推力矢量控制的效果。例如图7所示，使第二组通气槽12中的两个开启，一个关闭，或如图8所示，使第二组通气槽中的一个开启，两个关闭，可引起喷管内流动的不对称，其效果是会产生垂直于轴线方向的侧向力F或F’，使合推力偏离火箭轴线方向。在相同工作高度下，图8所示工作方式可得到的侧向力大于图7所示工作方式，若图7所示工作方式可得到的推力矢量角为α，则图8所示工作方式可得到的推力矢量角为2α·cos(π/6)。
采用上述方法产生的侧向力的方向，取决于相关通气槽的气流方向。若某一通气槽开启后，气流方向是由外界流入喷管内部，则开启该通气槽产生的侧向力方向为，由火箭轴线指向该通气槽，反之则侧向力方向也相反。例如图6所示，若当前工作状态为第二高度补偿状态，外界空气由开启的通气槽进入喷管内部，产生的侧向力方向为图中所示F；若当前工作状态为最终高度补偿状态，开启通气槽后喷管内燃气向环境泄漏，产生的侧向力方向为图中所示F’。
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 (3)

1.一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，其特征在于：包括开槽喷管(1)、通气槽控制装置(2)；
所述开槽喷管(1)在喷管扩张段，沿轴线方向开有若干组通气槽，同一组内的若干个尺寸一致的通气槽沿周向均匀分布；
每个上述通气槽外侧都配有与之匹配的通气槽控制装置(2)；
通过通气槽控制装置(2)控制通气槽开启或关闭；
通气槽均开启时，通过控制喷管内部的流动分离来有效提高喷管在低空工况下的性能，起到高度补偿的作用；
通过不对称控制一组或多组通气槽的开启或关闭状态，引起喷管内流动的不对称，达到推力矢量控制的目的；
每个通气槽控制装置(2)包含固定座(21)、作动筒(23)、连接件(24)和盖板(25)；作动筒(23)用于实现沿其轴向的进给、复位运动；作动筒(23)与固定座(21)采用转轴(22)连接，通过电机传动转轴(22)在一定角度内旋转，作动筒(23)控制盖板(25)位置，从而控制通气槽的开启或关闭。
2.如权利要求1所述的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，其特征在于：每一组通气槽的数量不少于三个。
3.如权利要求1所述的一种用于火箭发动机的可控式开槽喷管，其特征在于：工作方法为，发动机在地面点火并开始工作，此时喷管为初始状态，所有通气槽均开启，外界环境空气通过通气槽进入喷管内部，对内部流动产生扰动，从而控制喷管内部的流动分离，并提高流动分离点之后喷管内壁面的压力分布，由此推力大于常规喷管，起到高度补偿的作用；
随火箭飞行高度提高，达到第一预定高度时，第一组通气槽(11)关闭，防止燃气通过第一组通气槽(11)向环境泄漏；随飞行高度继续提高，达到第二预定高度时，第二组通气槽(12)关闭；依次类推，直至所有通气槽关闭；
在任意飞行高度，通过不对称控制一组或多组通气槽的开启或关闭状态，引起喷管内流动的不对称，达到推力矢量控制的目的。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114607523A (zh) * 2022-03-17 2022-06-10 南京航空航天大学 一种无源流体式多轴推力矢量喷管
CN115807717A (zh) * 2022-12-07 2023-03-17 湖北三江航天红林探控有限公司 一种侧喷式固体火箭发动机

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2922576C2 (de) * 1979-06-02 1982-02-18 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Strahltriebwerk mit Schubvektorsteuerung
CN103437911B (zh) * 2013-09-04 2015-11-18 北京航空航天大学 带隔板流体控制二元矢量喷管及其矢量推力产生和控制方法
CN103790735B (zh) * 2014-01-24 2015-11-18 西北工业大学 一种火箭基组合循环发动机变结构尾喷管
CN204511706U (zh) * 2014-12-03 2015-07-29 中国航空工业集团公司沈阳发动机设计研究所 一种新型的二元塞式矢量喷管
CN107882653A (zh) * 2017-11-10 2018-04-06 中国航发沈阳发动机研究所 扩张段压力自平衡轴对称矢量喷管及具有其的航空发动机
CN109322759A (zh) * 2018-12-10 2019-02-12 中国航发四川燃气涡轮研究院 一种作动筒支座结构
CN110594035A (zh) * 2019-09-23 2019-12-20 江苏康宇电力设备有限公司 一种流体开关

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