CN113505442A - 一种二次流喉栓发动机设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种二次流喉栓发动机设计方法，包括以下步骤：根据二次流喉栓发动机总体指标要求，进行发动机推进剂装药设计；进行喉栓移动范围设计；进行二次流喉栓发动机基本型面设计；选择喉栓发动机结构和壳体材料；进行燃烧室、喷管及喉栓的热防护设计；进行喉栓伺服机构与轨道设计，进行喉栓发动机密封设计；选择二次流喷嘴结构参数及二次流喷注参数；设计所述喉栓内二次流气源；预估二次流喉栓发动机推力调节性能及喉栓发动机与喉栓伺服机构结构质量。本发明在进行发动机推力调节的同时使二次流与主流在喉栓表面形成的二次流包覆层可以减少喉栓的烧蚀，延长喉栓寿命并通过改变二次流工质的组分、状态，减轻主流对喉栓的烧蚀作用。

Description

一种二次流喉栓发动机设计方法
技术领域
本发明涉及固体火箭发动机领域，特别是涉及一种二次流喉栓火箭发动机的设计方法。
背景技术
通过改变发动机喷管喉部面积来调节推力是固体火箭发动机推力调节技术领域的一个研究分支。在发动机喷管型面固定的条件下，主要通过机械方式或流体方式改变喉部面积。
喉栓式发动机通过传动系统驱动，使嵌入在燃烧室内部的喉栓沿着发动机中心线作前后移动，能在不改变发动机外型的情况下，以机械方式实现喷管喉部几何面积的调节,从而改变推力大小。通过喉栓方案控制固体火箭发动机推力大小，可以获得推力调节范围大致为10-100的理想结果。但由于驱动喉栓需要相应的伺服机构，因而对于大型固体火箭发动机，喉栓尺寸的增大还会使附加驱动结构的质量大大增加；另外，喉栓在工作过程中受到高温主流的烧蚀、冲击，其工作寿命也会受到一定程度的影响，降低了该方案的可靠性。
二次流体喷注是指注射二次流到发动机喷管喉部附近的主流中，使二次射流与主流发生相互作用，改变主流流动状况，形成可变的柔性气动喉部，从而以流体方式改变发动机推力的大小，是固体火箭发动机推力调节技术的另一种手段。
二次流喉栓发动机设计方法，在传统喉栓发动机设计过程中引入二次流体喷注概念，通过掏空喉栓内部并填充固体推进剂装药作为二次流燃气源，并在喉栓的头部开设二次流喷注口，工作时二次流气源产生的低温高压二次流气体从喷注口喷出，在喉栓的表面形成包覆层，从而减小了高温主流与喉栓之间的直接接触，进而减少了主流对喉栓的高温烧蚀、冲击，有效的提高了喉栓的工作寿命。同时，将二次流射流源改为储存在喉栓内部的固体二次流气源，优化了固体火箭发动机的体积空间。
目前，虽然针对二次流喉栓发动机提出了概念与对应的结构，但缺少具体的设计方法和流程，本发明就是提出了二次流喉栓发动机的设计方法。
发明内容
本发明的目的是提供一种二次流喉栓发动机的设计方法，以解决上述现有技术存在的问题，使对固体火箭发动机的推力实现可控，以及使二次流与主流在喉栓表面形成的二次流包覆层可以减少喉栓的烧蚀，延长喉栓寿命并通过改变二次流工质的组分、状态，减轻主流对喉栓的烧蚀作用。
为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种二次流喉栓发动机的设计方法，包括以下步骤：
S1、根据二次流喉栓发动机总体指标要求，计算所述二次流喉栓发动机的总冲，确定主推进剂；
S2、计算所述主推进剂的热力参数，基于所述热力参数和装药设计准则，设计药柱型面；
S3、基于所述药柱型面，结合喉栓发动机设计准则设计二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围；
S4、基于所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围，结合喉栓发动机设计准则，设计二次流喉栓发动机基本型面；
基于所述二次流喉栓发动机基本型面，选择二次流喉栓发动机材料；
进行喷管、燃烧室热防护设计；
进行喉栓热防护设计；
进行喉栓伺服机构与轨道以及二次流喉栓发动机密封设计；
基于二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围和所述二次流喉栓发动机基本型面，获取二次流喷嘴结构参数；
基于二次流喷嘴结构参数，获取二次流喷柱参数；
基于二次流喷柱参数，进行喉栓内二次流气源设计；
S5、基于所述喉栓伺服机构与轨道以及二次流喉栓发动机密封设计和所述喉栓内二次流气源设计，预估所述二次流喉栓发动机的推力调节特性和抗烧蚀性能，若所述推力调节特性和抗烧蚀性能满足所述二次流喉栓发动机的总体指标要求，若不满足，则返回S1，重新进行设计；若满足，则进行所述二次流喉栓发动机和喉栓伺服机构的结构及质量预估和所述二次流喉栓发动机的应力应变强度校核；
S6、若所述二次流喉栓发动机和喉栓伺服机构的结构及质量和所述二次流喉栓发动机的应力应变强度满足所述喉栓发动机总体指标要求则得到最终二次流喉栓发动机系统，若不满足，则返回S1，重新进行设计。
优选地，所述总体指标要求包含推力调节范围、发动机推进剂质量、发动机工作时间、推力调节时间。
优选地，所述S3还包括获取所述二次流喉栓发动机的燃烧室压强，所述燃烧室压强的计算方法为：
Figure BDA0003191440680000041
其中，Pc表示二次流喉栓发动机燃烧室理论压强，Ab/At表示二次流喉栓发动机燃喉比，C*表示推进剂的理论特征速度，ρp表示推进剂的密度，Ab表示二次流喉栓发动机推进剂燃面面积，At表示二次流喉栓发动机喷管喉部面积。
优选地，所述S3中设计所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围的方法为：
基于二次流喉栓发动机的燃烧室压强和所述推力调节范围，通过二次流喉栓发动机推力计算所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围At,max—At,min的设计参量估算，其中，所述二次流喉栓发动机推力计算方法为：
Figure BDA0003191440680000042
其中，F表示二次流喉栓发动机推力，CF表示二次流喉栓发动机推力系数，Ab表示二次流喉栓发动机推进剂燃面面积，At表示二次流喉栓发动机喷管喉部面积，a表示推进剂的燃速系数。
优选地，所述主推进剂的热力参数包括绝热燃烧温度Tc、理论特征速度C*、燃气的定压比热容Cp、定容比热容Cv、比热比k、平均分子量m。
优选地，所述二次流喷嘴参数包括喷嘴面积比、构型、开孔位置。
优选地，所述二次流喷注参数包括喷嘴个数、喷注角度、总压比、流量比。
优选地，所述喉栓采用钝形头部。
本发明公开了以下技术效果：
本发明提供的一种二次流喉栓发动机的设计方法：
1)在设计过程中针对二次流喉栓喷嘴参数及喷注参数选择问题利用二次流推力调控特性加入了相关设计步骤，形成二次流喉栓喷嘴设计准则，能够通过二次流的喷注进一步调节喉栓固体火箭发动机的推力，实现发动机的推力可控的目的；
2)在设计过程中针对喉栓烧蚀问题利用二次流喉栓烧蚀特性加入了相关设计步骤，低温二次流与在喉栓表面形成的二次流包覆层能够有效减少主流对喉栓的烧蚀，延长其寿命。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例中二次流喉栓发动机设计方法整体框架图；
图2为本发明实施例中二次流喉栓发动机设计方法具体流程图。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅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。
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
为了方便开展实现试验研究，即验证二次流喉栓发动机的可靠性，如动密封、喉栓杆驱动装置及其控制系统，二次流控制系统和改变喉部面积变推力的原理验证。根据喉栓发动机的工作原理，通过实现发动机推力值由最大到最小(或者最小推力到最大推力)的转变，对应着喉部从最小到最大面积(或者最大到最小面积)的改变，即可完成本阶段的研究目标，基于这一原则，进行了二次流喉栓发动机的总体设计。
参考图1，本发明提供一种二次流喉栓发动机设计方法，包括以下步骤：
二次流喉栓发动机总体设计的任务包含:发动机总体结构形式设计、发动机推进剂选择、主要结构材料选择、发动机的工作压力、膨胀比等热力参数的计算等。通过任务需求分析，采用同轴结构的喉栓发动机设计方法中的关键步骤作为基础进行设计。
参考图2，基于喉栓式发动机总体布局进行二次流喉栓发动机总体布局及结构形式设计，制定二次流喉栓发动机总体指标要求，包括推力调节范围Fmin～Fmax、发动机推进剂质量M0、发动机工作时间t、推力调节时间tr，计算出发动机的总冲，根据发动机总冲计算相应的推进剂压强指数n、燃速系数a、技术粉末含量f，进而选择合适的推进剂。推进剂选择基于绝热燃烧温度不高于3500K，以降低热防护压力，推进剂压强指数n在0.7～0.9之间这两种原则，本实施方式中最终选择端面燃烧的复合丁羟推进剂，选择结构简单的单药柱管型装药结构，燃烧方式为简单的端面燃烧，选取UP-1不饱和聚酯包覆层对装药的内壁和外壁进行包覆层阻燃处理。经过阻燃处理，其燃烧方式符合端燃药燃烧的基本特点，即燃面为装药的几何截面积，装药的退移方向垂直于装药的截面，在发动机的内弹道特性稳定后，装药的燃烧面积恒定，燃烧速度稳定。根据选择的推进剂进行二次流喉栓发动机推进剂热力参数计算，至少得到推进剂的绝热燃烧温度Tc、推进剂的理论特征速度C*、推进剂的燃速系数a、推进剂的密度ρp、推进剂的压强指数n、燃气的定压比热容Cp、定容比热容Cv、比热比k、平均分子量m。将这些基本参数作为内弹道计算的必要数据，计算装药量，设计药柱型面，确定二次流喉栓发动机推进剂燃面面积Ab。
通过二次流喉栓发动机燃烧室压强计算式
Figure BDA0003191440680000071
其中，Pc表示二次流喉栓发动机的燃烧室理论压强，Ab表示二次流喉栓发动机推进剂燃面面积，At表示二次流喉栓发动机喷管喉部面积，Ab/At表示二次流喉栓发动机燃喉比，得到二次流喉栓发动机的燃烧室压强。
根据计算的二次流喉栓发动机燃烧室理论压强结合总体指标中推力变化范围Fmin-Fmax，通过二次流喉栓发动机推力计算式
Figure BDA0003191440680000081
其中，CF表示二次流喉栓发动机推力系数，Ab表示二次流喉栓发动机推进剂燃面面积，At表示二次流喉栓发动机喷管喉部面积，进行所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围At,max—At,min的设计参量估算。进而进行二次流喉栓发动机喉栓移动范围设计，采用钝形头部的喉栓使其在较小位移范围内实现较大的喉部调节范围。
根据药柱型面及喉栓移动范围，设计二次流喉栓发动机基本型面结构，设计燃烧室的直径和壁厚，发动机按照同轴结构方案进行设计，采用双支撑方式，在燃气转向室后端设计有支撑环，支撑环被固定在喷管和燃气转向室对接面中间，又起着定位面的作用，保证发动机同轴度。
根据固体火箭发动机特型喷管设计准则，进行二次流喉栓发动机喷管几何型面设计，喷管外壁型面收敛段采用维氏曲线设计，扩张段采用Rao曲线设计，过渡段采用圆弧光滑连接，采用此方法设计得到的二次流喉栓发动机喷管能够在保证最高推力效率的情况下获得最小喷管尺寸及重量。
根据二次流喉栓发动机基本型面结构，对二次流喉栓发动机总体结构的材料进行筛选，喉栓材料需要在多种耐高温烧蚀材料中进行对比筛选，喷管为单一复合喷管结构，由结构件和耐高温烧蚀件组成:由45#钢制成的喷管壳体和由石墨加工的石墨喉衬，石墨喉衬配合粘接在喷管壳体内，其它发动机结构件材料暂时选择30CrMnSiA合金钢，其主要的优点为其冷加工、热加工及焊接性、高温性、成型性均较好。
进行所述发动机喷管、燃烧室的热防护设计，由于装药设计采用了低温装药，一定程度上减轻了发动机热防护设计的压力，本实施例中发动机选用的绝热层为丁腈橡胶绝热层，绝热层厚度为2mm，使用手工贴片法粘接在壳体的内腔中，并通过增加壳体壁厚，提高发动机热容量，来满足防热的要求。
进行喉栓热防护设计，设计喉栓掏空后的壁厚为喉栓原直径的1/2，保证喉栓在高温高热应力条件下仍维持结构强度，喉栓杆头部选用cc复合材料，该种材料具有高热导率、低密度、低热胀系数和高温下高强度等性能。
进行喉栓伺服机构与轨道以及所述喉栓发动机密封设计，燃烧室壳体的设计加工还应该与喉栓的设计加工相配合，即喉栓杆要能伸入燃烧室的前封头中，并通过与前封头之间的连接结构固定，因此选择前封头结构的时候，应在前封头上留有开口，并考虑开口和连接结构是否便于加工。因此设计该发动机燃烧室的筒体采用金属筒体，封头即采用平板封头，筒体与封头之间采用旋压成形。为了便于发动机的拆卸及装药的装填，该发动机与喷管之间的连接结构采用螺纹连接。在本发动机的燃烧室筒体与喷管的螺纹连接处，采用O型圈密封。密封圈的材料选择硅橡胶，截面直径为2mm，内径与具体的壳体尺寸对应。在各个连接部位，均留有宽度为2mm的凹槽以便于密封结构的设计和安装。
根据二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围和二次流喉栓发动机基本型面结构并结合二次流喉栓喷嘴设计准则，二次流喉栓喷嘴设计准则包括但不限于二次流参数对喉栓二次流发动机效率的影响、二次流喉栓气动特性、二次流喷嘴“流量-总压比”关系、颗粒相对气动喉部的影响与修正，选择合适二次流喷嘴结构参数及二次流喷注参数，并选择喉栓内二次流气源装药及设计型面，使喉栓内固相二次流气源装药点火后产生的燃气形成对喉栓推力的有效调节，使喷注的二次流在主流燃气与所述喉栓之间能够形成明显的二次流包覆层，达到二次流对喉栓的抗烧蚀和降温作用。
进行二次流喉栓发动机推力调节性能预估、抗烧蚀性能预估：如长时间工作时二次流推力调节变化范围是否达到预定标准，二次流对发动机烧蚀的减缓作用是否达到预定标准，二次流喉栓发动机使用寿命是否达到预定标准等。
如上述推力调节性能、抗烧蚀性能满足最初二次流喉栓发动机设计指标要求则进行主体发动机与喉栓伺服机构结构质量预估以及发动机应力应变强度校核：如判断装药与喉栓调节杆的安装配合是否协调，燃烧室密封方式是否可靠，前封头动密封是否可靠，若不达标则返回重新调整所述发动机的目标性能参数，按原流程步骤重新进行设计。
如上述结构及质量预估满足最初发动机设计指标要求则得到最终二次流发动机系统，若不达标则返回重新调整所述发动机的目标性能参数，按原流程步骤重新进行设计。
以上所述的实施例仅是对本发明的优选方式进行描述，并非对本发明的范围进行限定，在不脱离本发明设计精神的前提下，本领域普通技术人员对本发明的技术方案做出的各种变形和改进，均应落入本发明权利要求书确定的保护范围内。

Claims (8)

1.一种二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：包括以下步骤：
S1、根据二次流喉栓发动机总体指标要求，计算所述二次流喉栓发动机的总冲，确定主推进剂；
S2、计算所述主推进剂的热力参数，基于所述热力参数和装药设计准则，设计药柱型面；
S3、基于所述药柱型面，结合喉栓发动机设计准则设计二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围；
S4、基于所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围，结合喉栓发动机设计准则，设计二次流喉栓发动机基本型面；
基于所述二次流喉栓发动机基本型面，选择二次流喉栓发动机材料；
进行喷管、燃烧室热防护设计；
进行喉栓热防护设计；
进行喉栓伺服机构与轨道以及二次流喉栓发动机密封设计；
基于二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围和所述二次流喉栓发动机基本型面，获取二次流喷嘴结构参数；
基于二次流喷嘴结构参数，获取二次流喷柱参数；
基于二次流喷柱参数，进行喉栓内二次流气源设计；
S5、基于所述喉栓伺服机构与轨道以及二次流喉栓发动机密封设计和所述喉栓内二次流气源设计，预估所述二次流喉栓发动机的推力调节特性和抗烧蚀性能，若所述推力调节特性和抗烧蚀性能满足所述二次流喉栓发动机的总体指标要求，若不满足，则返回S1，重新进行设计；若满足，则进行所述二次流喉栓发动机和喉栓伺服机构的结构及质量预估和所述二次流喉栓发动机的应力应变强度校核；
S6、若所述二次流喉栓发动机和喉栓伺服机构的结构及质量和所述二次流喉栓发动机的应力应变强度满足所述喉栓发动机总体指标要求则得到最终二次流喉栓发动机系统，若不满足，则返回S1，重新进行设计。
2.根据权利要求1所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述总体指标要求包含推力调节范围、发动机推进剂质量、发动机工作时间、推力调节时间。
3.根据权利要求1所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述S3还包括获取所述二次流喉栓发动机的燃烧室压强，所述燃烧室压强的计算方法为：
Figure FDA0003191440670000021
其中，Pc表示二次流喉栓发动机燃烧室理论压强，Ab/At表示二次流喉栓发动机燃喉比，C*表示推进剂的理论特征速度，ρp表示推进剂的密度，Ab表示二次流喉栓发动机推进剂燃面面积，At表示二次流喉栓发动机喷管喉部面积。
4.根据权利要求2所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述S3中设计所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围的方法为：
基于二次流喉栓发动机的燃烧室压强和所述推力调节范围，通过二次流喉栓发动机推力计算所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围At,max—At,min的设计参量估算，其中，所述二次流喉栓发动机推力计算方法为：
Figure FDA0003191440670000031
其中，F表示二次流喉栓发动机推力，CF表示二次流喉栓发动机推力系数，Ab表示二次流喉栓发动机推进剂燃面面积，At表示二次流喉栓发动机喷管喉部面积，a表示推进剂的燃速系数。
5.根据权利要求1所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述主推进剂的热力参数包括绝热燃烧温度Tc、理论特征速度C*、燃气的定压比热容Cp、定容比热容Cv、比热比k、平均分子量m。
6.根据权利要求1所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述二次流喷嘴参数包括喷嘴面积比、构型、开孔位置。
7.根据权利要求1所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述二次流喷注参数包括喷嘴个数、喷注角度、总压比、流量比。
8.根据权利要求1或4所述的二次流喉栓发动机设计方法，其特征在于：所述喉栓采用钝形头部。
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SE01 Entry into force of request for substantive examination
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CB03 Change of inventor or designer information
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Inventor after: Li Xiang

Inventor after: Xie Kan

Inventor after: Yang Zheng

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Inventor before: Li Xiang

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GR01 Patent grant
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