CN113550841B - 一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法，包括沿气流方向依次同轴设置的进气段、稳流室和尾喷管；进气端与充填有高压空气的高压气瓶相连接；尾喷管包括收缩段和扩张段；收缩段包括大收缩弧和小收缩弧。本发明将气体火箭发动机作为无人机起飞的动力推进装置，可以实现较大的冲量，能在较短的时间内产生较大的推力，使无人机获得较大的加速度，从而使得发射平台短小，同时能满足100~300kg高重量的无人机实现短时间内快速达到10~20m/s起飞速度要求。另外，气体火箭发动机以高压空气为推进剂，而高压空气可以通过便携式空气压缩机获得，因此推进剂来源充足且经济环保。

Description

一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法
技术领域
本发明涉及气体火箭发动机设计领域，特别是一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法。
背景技术
随着科学技术的进步，无人机技术日益成熟，无人机的使用需求和使用规模也不断提升。在抢险救灾、空中侦察和无人作战等领域无人机的现身频率也越来越高。需求的多样化也催生了无人机型号的多样化，特别是固定翼无人机，其可具备较长的巡航能力和较大运载能力，深受人们青睐。
固定翼无人机起飞时对环境要求较高，特别是要求跑道具有适合的长度。当固定翼无人机仅依靠自身动力装置起飞时，可能会由于加速度较小要达到起飞速度需要较长的跑道，但是这种需求在野外环境下难以满足。为此，希望通过增加无人机起飞时的加速来降低其对跑道长度的需求。这可以从增设助推装置的方法来实现。
目前已有一些助推方法投入使用，比如用弹簧等储能装置来助推的方法，但是这些方法难以实现较大的冲量。也有一些可以实现大冲量的装置，比如一些小型的液体火箭发动机或固体火箭发动机，但是液体火箭发动机因为涉及液体推进剂的喷注、雾化、蒸发、混合和燃烧等复杂过程，另外液体推进剂的储存和供给也是需要的解决问题，因此其对技术要求较高，实现难度相对较大；而固体火箭发动机因为不能重复利用将会提高成本。
因而，亟需一种既可以实现较大冲量又经济实惠的助推装置。
发明内容
本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种用于无人机发射的气体火箭发动机及设计方法，其将气体火箭发动机作为无人机起飞的动力推进装置，可以实现较大的冲量，能在较短的时间内产生较大的推力，使无人机获得较大的加速度，从而使得发射平台短小，同时能满足100～300kg高重量的无人机实现短时间内快速达到10～20m/s起飞速度要求。另外，气体火箭发动机以高压空气为推进剂，而高压空气可以通过便携式空气压缩机获得，因此推进剂来源充足且经济环保。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
一种用于无人机发射的气体火箭发动机，包括沿气流方向依次同轴设置的进气段、稳流室和尾喷管。
进气段包括沿气流方向依次同轴设置的进气圆筒段、第一过渡弧、第一锥形筒和第二过渡弧。
进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端相连接，柔性进气管的进气端与高压气瓶相连接；高压气瓶内充填高压空气。
第一过渡弧用于连接进气圆筒段和第一锥形筒。
第一锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒。
第二过渡弧用于连接第一锥形筒和稳流室。
稳流室为圆筒形，安装在发动机安装架上，起稳流作用。
尾喷管设置在稳流室的尾部，尾喷管沿气流方向依次设置有收缩段和扩张段；收缩段沿气流方向包括依次首尾连接的大收缩弧和小收缩弧；大收缩弧的半径大于小收缩弧的半径。
第一锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为45°。
扩张段包括第三过渡弧和第二锥形筒；第三过渡弧用于连接收缩段和第二锥形筒；第二锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒，第二锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为15°。
气体火箭发动机的稳流室通过法兰盘和保护套筒安装在无人机发射平台底部的发动机安装架上。
法兰盘焊接在保护套筒的上游端面上，保护套筒的下游端面焊接在稳流室头部，保护套筒同轴套设在进气段外周，用于保护进气段和传递气体火箭发动机推力到法兰盘。
进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端之间采用球头-锥面密封结构，球头-锥面密封结构包括球头、进气段入口锥面和螺母。
进气圆筒段的进气端设置有进气段头部外螺纹，进气段头部外螺纹的内壁面设置有锥形的进气段入口锥面。
球头同轴焊接在柔性进气管的出气端，且球头的球形头部与进气段入口锥面相切；
螺母螺纹连接在进气段头部外螺纹的外周，用于压紧球头，使球头与进气段入口锥面紧密接触以保证密封。
一种用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，包括如下步骤。
步骤1、确定推力，具体包括如下步骤：
步骤1A、根据无人机要求的起飞速度v和无人机在发射平台上的滑行长度L，确定无人机所需的加速度a。
步骤1B、根据无人机质量、无人机发射仰角和步骤1A确定的加速度a，确定气体火箭发动机在发射平台上滑行所需的推力F。
步骤2、确定初始压力p0和喉部面积At：根据步骤1中确定的推力F，选择所需高压空气的初始压力p0；根据推力F和初始压力p0，采用体火箭发动机的推力计算公式计算得到喉部面积At；其中，喉部是指尾喷管中收缩段与扩张段的交接部位。
步骤3、计算高压空气质量流量
Figure BDA0003247943000000032
尾喷管出口气流速度ve和扩张比εe：根据步骤2确定的初始压力p0和喉部面积At，计算高压空气质量流量
Figure BDA0003247943000000033
尾喷管出口气流速度ve和尾喷管中扩张段的扩张比εe。
步骤4、设计气体火箭发动机内部构型：根据步骤2和步骤3得到的p0、At、
Figure BDA0003247943000000034
ve和εe参数，设计气体火箭发动机内部构型；气体火箭发动机内部构型包括稳流室内部构型参数、收缩段内部构型参数和扩张段内部构型参数；稳流室内部构型参数包括稳流室内径Dc、稳流室长度Lc1和稳流室气流入口内径Din；收缩段内部构型参数包括收缩段长度Lc2、收缩比εc、大收缩弧半径R1、小收缩弧半径R2、切点半径y、切点距离喉部的轴向距离h和切点距离收缩段与稳流室交界面的轴向距离H；其中，切点为大收缩弧和小收缩弧的圆弧切点；扩张段内部构型参数包括第二锥形筒长度LN、第二锥形筒的扩张半角β、尾喷管出口内径De和第三过渡弧半径R3。
步骤5、气体火箭发动机仿真：根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型和边界条件，运用CFD软件对气体火箭发动机进行仿真校核计算；将仿真计算的仿真推力与步骤1确定的推力F进行比较判断，当差值满足设定阈值时，则判断为步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；否则，重复步骤2至步骤4，直至步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求。
步骤6、气体火箭发动机外部构型设计：根据步骤5仿真校核通过的气体火箭发动机内部构型，设计气体火箭发动机外部构型。
步骤1B中，推力F的具体计算公式为：
F＝ma+mgsinθ+μmgcosθ (1)
式(1)中，m为无人机和推力架质量，g为重力加速度，θ为无人机的发射仰角，μ为推力架与发射平台之间的滑动摩擦系数；其中，气体火箭发动机安装在推力架底部，推力架顶部推动无人机沿发射平台滑行。
步骤2中，喉部面积At的计算公式为：
Figure BDA0003247943000000031
其中，pe＝pa
式中，κ为高压空气的比热比；pe为尾喷管出口截面处的气流压强；pa为外界环境介质压强。
步骤3中，高压空气质量流量
Figure BDA00032479430000000410
尾喷管出口气流速度ve和扩张比εe的计算公式分别为：
Figure BDA0003247943000000041
Figure BDA0003247943000000042
Figure BDA0003247943000000043
其中，Mae为尾喷管出口马赫数，采用如下公式(6)计算得到：
Figure BDA0003247943000000044
式(3)至式(6)中，Rg为高压空气常数，单位为J/(kg·K)；T0为高压气瓶中高压空气总温，单位为K；Ae为尾喷管出口截面积，单位为m2。
步骤4中，Lc1根据具体使用环境的尺寸约束选择，β取值范围为12°～18°；Dc、Din、Lc2、εc、R1、R2、y、h、H、LN、De和R3的计算公式分别为：
Figure BDA0003247943000000045
Figure BDA0003247943000000046
Figure BDA0003247943000000047
Figure BDA0003247943000000048
其中：
Figure BDA0003247943000000049
R2＝kRt (11)
Figure BDA0003247943000000051
Figure BDA0003247943000000052
H＝Lc2-h (14)
Figure BDA0003247943000000053
R3＝0.44Rt (16)
Figure BDA0003247943000000054
Figure BDA0003247943000000055
式(7)至(18)中，pc为稳流室压力，单位为MPa；Ain为稳流室入口面积，单位为m2；Ac为稳流室横截面积，单位为m2；k、j为经验系数；Rc为稳流室半径，单位为m；Ae为尾喷管出口面积，单位为mm2。
步骤5中，运用CFD软件对气体火箭发动机进行仿真校核的方法，包括如下步骤。
步骤51、建立气体火箭发动机仿真模型。
步骤52、网格划分：采用CFD前处理软件，对步骤51建立的气体火箭发动机仿真模型进行划分网格。
步骤53、设置仿真计算条件：根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型，进行对应仿真边界条件的设置；同时，将气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度设置为仿真监测参数。
步骤54、仿真计算：根据步骤53设置的仿真计算条件，对步骤52网格划分后的气体火箭发动机仿真模型，进行仿真计算，直至仿真收敛；并监测到收敛时气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度。
步骤55、计算仿真推力：将步骤54监测得到的收敛时气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度两者相乘，即得到仿真推力。
步骤56、比较判定：将步骤55计算的仿真推力与步骤1确定的推力F进行比较判断，当差值满足设定阈值时，则判断为步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；否则，重复步骤2至步骤4，直至步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求。
本发明具有如下有益效果：
1、本发明的气体火箭发动机，不需要像液体火箭发动机那样要考虑推进剂的喷注、雾化、蒸发、混合和燃烧等复杂过程，因此构型简单，制造方便，成本较低。
2、与固体火箭发动机相比，本发明的气体火箭发动机可以重复利用，因此经济效益较好。
3、本发明的气体火箭发动机采用高压空气作为推进剂，不需要经历液发和固发中的燃烧过程，因此清洁环保。
4、本发明的气体火箭发动采用的推进剂为高压空气，可以通过便携式空气压缩机获得，因此推进剂来源充足。另外，便携式空气压缩机体积较小、便于携带，因此能够满足多种类型的发射环境，特别是适合野外环境下使用。
5、本发明将气体火箭发动机作为无人机起飞的动力推进装置，可以实现较大的冲量，能在较短的时间内产生较大的推力，使无人机获得较大的加速度，从而使得发射平台短小，同时能满足100～300kg高重量的无人机实现短时间内快速达到10～20m/s起飞速度要求。
附图说明
图1显示了无人机受力分析图。
图2显示了气体火箭发动机推力室示意图。
图3显示了本发明中气体火箭发动机效果图。
图4显示了本发明中球头-螺母效果图。
图5显示了本发明中气体火箭发动机的内部结构以及设计尺寸示意图。
图6显示了本发明中气体火箭发动机的三维仿真结构示意图。
图7显示了气体火箭发动机仿真时12800步流场分布图。
图8显示了气体火箭发动机尾喷管出口监测数据曲线图；其中，图8(a)表示出口质量流量与流动时间关系图；图8(b)表示出口x方向与流动时间关系图；图8(c)表示出口马赫数与流动时间关系图。
图9显示了气体火箭发动机推力与流动时间关系图。
图10显示了气体火箭发动机与发射平台的安装效果图。
其中有：
10.无人机；20.推力架；30.发射平台；
40.气体火箭发动机；
41.柔性进气管；410.进气段；411.进气圆筒段；412.第一过渡弧；413.第一锥形母线；414.第二过渡弧；415.进气段头部螺纹；416.进气段入口锥面；417.球头；418.螺母；
42.稳流室；
43.尾喷管；431.大收缩弧；432.小收缩弧；433.第三过渡弧；434.第二锥形母线；
44.法兰盘；45.保护套筒；
50.高压气瓶；60.阻拦器；70.推力架位置检测器。
具体实施方式
下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。
本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。
如图3、图5和图6所示，一种用于无人机发射的气体火箭发动机，包括从沿气流方向依次同轴设置的进气段410、稳流室42和尾喷管43。
进气段包括沿气流方向依次同轴设置的进气圆筒段411、第一过渡弧412和第一锥形筒413和第二过渡弧414。其中，第一过渡弧412和第一锥形筒413和第二过渡弧414构成进气过渡段。
进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端相连接，柔性进气管的进气端与高压气瓶相连接。上述柔性进气管41具有柔性，长度能收缩或折叠，高压气瓶上设置有减压阀和电磁阀。
第一过渡弧用于连接进气圆筒段和第一锥形筒。
第一锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒，第一锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角(也称第二锥形筒的扩张半角β)为45°。
第二过渡弧用于连接第一锥形筒和稳流室。
若上述柔性进气管直接与气体火箭发动机稳流室相连接，由于柔性进气管的变形，将会导致气流方向与发动机轴线不平行。在本申请中，由于进气段的设置，能避免气流方向与发动机轴线不平行现象的发生。
上述进气过渡段的设置，能避免气流截面突变导致流场结构严重恶化的现象发生。
稳流室为圆筒形，安装在发动机安装架上，起稳流作用。
尾喷管设置在稳流室的尾部，尾喷管沿气流方向依次设置有收缩段和扩张段，收缩段与扩张段的交接处形成为尾喷管的喉部。
收缩段沿气流方向包括依次首尾连接的大收缩弧431和小收缩弧432，大收缩弧和小收缩弧的连接处均相切。大收缩弧的半径大于小收缩弧的半径，具体优选尺寸分别为89.5mm和15.6mm。本发明附图中涉及的长度尺寸标注单位均为mm。
扩张段包括第三过渡弧433和第二锥形筒；第三过渡弧用于连接收缩段和第二锥形筒。
第二锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒，第二锥形筒的锥形母线(也称第二锥形母线434)与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为15°。
气体火箭发动机的稳流室通过法兰盘44和保护套筒45安装在推力架20底部的发动机安装架上，安装后效果如图10所示。
在图10中，发射平台(也称跑道)优选呈长方形，优选长×宽尺寸为3500mm×150mm。在发射平台沿长度方向的对称轴线上开设有水平滑槽(也称x向)，水平滑槽与气体火箭发动机的中心轴线相平行，且优选为矩形槽，对应长×宽尺寸优选为2550mm×30mm。
上述推力架能在水平滑槽内滑移，其顶端与无人机相连，其底端的发动机安装架用于安装气体火箭发动机，推力架的作用是将气体火箭发动机的推力传递到无人机上。
发射平台的底部还安装有阻挡器60和推力架位置检测器70。其中，阻拦器能对推力架在水平滑槽中的初始位置进行定位阻拦。推力架位置检测器70，用于监测推力架到达预期位置的时刻，并可发信号给电磁阀。
气体火箭发动的进气段410从发动机安装架的发动机安装孔中穿过。
上述法兰盘焊接在保护套筒45的上游端面上，保护套筒45的下游端面焊接在稳流室头部，保护套筒45同轴套设在进气段外周，用于保护进气段和传递发动机推力到法兰盘。
如图3和图4所示，进气圆筒段的上游端设置有进气段头部外螺纹415，进气段头部外螺纹的内壁面为锥形的进气段入口锥面416。
进气段与柔性进气管优选采用球头-锥面密封结构，球头-锥面密封结构包括球头417、进气段入口锥面416、进气段头部螺纹415和螺母418。
上述球头417同轴焊接在柔性进气管的出气端，且球头与进气段入口锥面416相切，从而保证中心孔同轴。
上述螺母418螺纹连接在进气段头部外螺纹415的外周，用于压紧球头，使球头与进气段入口锥面紧密接触以保证密封。
一种用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，包括如下步骤。
步骤1、确定推力，具体包括如下步骤。
步骤1A、根据无人机要求的起飞速度v和无人机在发射平台上的滑行长度(也即水平滑槽的长度)为L，确定无人机所需的加速度a，加速度a的计算公式为：
Figure BDA0003247943000000081
在本实施例中，L＝2m，v＝10m/s，则a＝25m/s2。
步骤1B、根据无人机和推力架质量、无人机发射仰角和步骤1A确定的加速度a，确定气体火箭发动机在发射平台上滑行所需的推力F，根据图1所示，推力F的具体计算公式为：
F＝ma+mgsinθ+μmgcosθ (1)
式(1)中，m为无人机和推力架质量，g为重力加速度，θ为无人机的发射仰角，μ为推力架与发射平台之间的滑动摩擦系数；其中，气体火箭发动机安装在推力架底部，推力架顶部推动无人机沿发射平台滑行。
在本实施例中，优选取值为：m＝100kg，g＝9.8m/s2，θ＝30°，μ＝0.1，故而，F＝3074.870N≈3075N。
步骤2、确定初始压力p0和喉部面积At：根据步骤1中确定的推力F，选择所需高压空气的初始压力p0；根据推力F和初始压力p0，喉部面积At的计算公式为：
Figure BDA0003247943000000091
其中，pe＝pa
式中，κ为高压空气的比热比，取值κ＝1.4；pe为尾喷管出口截面处的气流压强；pa为外界环境介质压强，取值pa＝101325Pa。
对不同总压p0，计算得出的尾喷管喉部面积At和喉部直径Dt，具体如表1所示。
表1计算得到参数值
Figure BDA0003247943000000092
Figure BDA0003247943000000101
根据表1可知，当所需推力一定时，随着气流总压p0的升高，喉部面积At在减小，说明尺寸在减小，即结构越紧凑。但是，总压p0越高，对管路的强度和密封要求也越高。本发明经过权衡，在接下来的计算中选择气体总压p0＝6.0MPa，相应的，利用公式(2)，计算得出喉部面积At＝341.0mm2，再根据圆形面积公式，得出喉部直径Dt＝20.84mm，喉部半径Rt＝10.42mm。
步骤3、计算高压空气质量流量
Figure BDA0003247943000000106
尾喷管出口气流速度ve和扩张比εe：根据步骤2确定的初始压力p0和喉部面积At，计算高压空气质量流量
Figure BDA0003247943000000107
尾喷管出口气流速度ve和尾喷管中扩张段的扩张比εe。
上述高压空气质量流量
Figure BDA0003247943000000108
尾喷管出口气流速度ve和扩张比εe的计算公式分别为：
Figure BDA0003247943000000102
Figure BDA0003247943000000103
Figure BDA0003247943000000104
其中，Mae为尾喷管出口马赫数，采用如下公式(6)计算得到：
Figure BDA0003247943000000105
式(3)至式(6)中，Rg为高压空气常数，取值为Rg＝287J/(kg·K)；T0为高压气瓶中高压空气总温，优选取值为T0＝293.15K；Ae为尾喷管出口截面积，单位为mm2。
当p0＝6.0MPa时，At＝341.0mm2，且κ＝1.4，进行如下计算：
1、根据公式(3)，计算得到高压空气质量流量
Figure BDA0003247943000000113
2、根据公式(4)和pe＝pa＝101325Pa，计算得到尾喷管出口气流速度ve＝636.7m/s。
3、根据公式(6)和pe＝pa＝101325Pa，计算得到尾喷管出口马赫数Mae＝3.324。
4、根据公式(5)和Mae＝3.324，计算得到扩张比εe＝5.76。
步骤4、设计气体火箭发动机内部构型：根据步骤2和步骤3得到的p0、At、
Figure BDA0003247943000000114
ve和εe参数，设计气体火箭发动机内部构型。
气体火箭发动机内部构型包括稳流室内部构型参数、收缩段内部构型参数和扩张段内部构型参数。
稳流室内部构型参数包括稳流室内径Dc、稳流室长度Lc1和稳流室气流入口内径Din。其中，为了使气流在进入尾喷管前稳定一些，同时考虑稳流室体积不应太大，拟取稳流室圆柱段长度为Lc1＝31.5mm。另外，Dc和Din的计算公式分别为：
Figure BDA0003247943000000111
Figure BDA0003247943000000112
式(8)中，pc为稳流室压力，单位为MPa；因为本方案中忽略高压空气进入稳流室速度，则认为pc＝p0；Ain为稳流室入口面积，单位为mm2。
在本实施例中，当p0＝6.0MPa时，At＝341.0mm2，
Figure BDA0003247943000000115
进行如下计算：
1、根据公式(7)，计算得到稳流室内径Dc＝71.59mm，其中，公式(7)中第二项的分母优选取值为20p0。
2、根据公式(7)，计算得到稳流室气流入口内径Din＝41.7mm。
上述收缩段内部构型参数包括收缩段长度Lc2、收缩比εc、大收缩弧半径R1、小收缩弧半径R2、切点半径y、切点距离喉部的轴向距离h和切点距离收缩段与稳流室交界面的轴向距离H。其中，切点为大收缩弧和小收缩弧的圆弧切点。
上述Lc2、εc、R1、R2、y、h、H的计算公式分别为：
Figure BDA0003247943000000121
Figure BDA0003247943000000122
其中：
Figure BDA0003247943000000123
R2＝kRt (11)
Figure BDA0003247943000000124
Figure BDA0003247943000000125
H＝Lc2-h (14)
Figure BDA0003247943000000126
式(9)至(15)中，Ac为稳流室横截面积，单位为mm2；k、j为经验系数，分别取值为k＝1.5、j＝2.5；Rc为稳流室半径，单位为mm。
在本实施例中，当p0＝6.0MPa时，At＝341.0mm2，
Figure BDA0003247943000000129
分别利用公式(9)至(15)进行计算，进而得到：Lc2＝68.5mm、εc＝11.80、R1＝89.5mm、R2＝15.6mm、y＝14.2mm、h＝10.2mm、H＝58.3mm。
上述扩张段内部构型参数包括第二锥形筒长度LN、第二锥形筒的扩张半角β、尾喷管出口内径De和第三过渡弧半径R3，具体计算公式分别为：
R3＝0.44Rt (16)
Figure BDA0003247943000000127
Figure BDA0003247943000000128
在本实施例中，扩张半角选β＝15°，即锥形筒的锥形母线434与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角优选为15°。
另外，在本实施例中，当p0＝6.0MPa时，At＝341.0mm2，εe＝5.76，Rt＝10.42mm，则分别根据公式(16)、(17)和(18)，得到R3＝4.6mm，LN＝55.0mm，De＝50.0mm。
步骤5、气体火箭发动机仿真。
根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型和边界条件，运用CFD软件对气体火箭发动机进行仿真校核计算；将仿真计算的仿真推力与步骤1确定的推力F进行比较判断，当差值满足设定阈值时，则判断为步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；否则，重复步骤2至步骤4，直至步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求。
上述运用CFD软件对气体火箭发动机进行仿真校核的方法，优选包括如下步骤。
步骤51、建立气体火箭发动机仿真模型，具体如图5至图8所示。
为了在仿真计算中使得进气段内的流动发展更充分，在创建计算域时设置整个进气段长度为进气圆筒段直径的两倍。计算域以进气段的入口为入口，且以尾喷管的出口为出口。
步骤52、网格划分：采用CFD前处理软件，对步骤51建立的气体火箭发动机仿真模型进行划分网格，优选采用质量较好的O型网格，网格量为11712000。
步骤53、设置仿真计算条件：根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型，进行对应仿真边界条件的设置；同时，将气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度设置为仿真监测参数。
具体设置方法为：
操作压力设置0Pa，求解器类型选择基于压力法的求解器；时间类型选择瞬态。
材料选择空气，并设置为理想气体。
湍流模型选择标准的k-ε模型，壁面条件选择标准壁面条件。
边界条件：入口选择质量流量入口且给定初始压力，其中，质量流量设置为4.8299kg/s；初始表压为6000000Pa。出口选择压力出口，出口压力为101325Pa。其余边界设置壁面。
求解方法选择SIMPLE格式，迭代格式选择Green-Gauss Node Based格式，差分格式：压力选择二阶中心差分格式，密度、动量、能量选择二阶迎风差分格式，其余选择一阶迎风差分格式。
初始化选择从入口进行初始化。
监测设置：监测出口的质量流量、x方向(沿水平滑槽长度方向)的速度和马赫数等参数，为校验推力提供数据。
时间步长设置为0.00001s，每20步自动保存一次。本案例中在计算机上一共运行了12800步并已收敛。
步骤54、仿真计算：根据步骤53设置的仿真计算条件，对步骤52网格划分后的气体火箭发动机仿真模型，进行仿真计算，直至流场参数趋于稳定(也即收敛)；并监测到收敛时气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度。
经过计算，得到计算域内第12800步的流场分布，如图7所示，其中，X截面：不同位置处压力的分布，标尺参考contour-3；Y截面：x方向速度的分布，标尺参考contour-1；Z截面：马赫数分布，标尺参考contour-2。
由图7可见，在尾喷管出口处，速度与马赫数和设计计算中的结果都比较接近。为了定量的描述推力变化，接下来运用监测点的数据做进一步的分析。
根据尾喷管出口截面的质量流量、x方向速度和马赫数的监测数据得图8所示。
图8(a)中显示，收敛后的出口截面质量流量略高于设计计算值，其中在0.002s后的出口截面质量流量监测值的平均值为4.8657kg/s，与设计计算值4.8299kg/s相差0.74％。而图8(b)、8(c)中显示，收敛后的出口x方向速度与马赫数均低于设计计算值，在0.002s后的其监测值的均值与设计计算值的误差分别为2.73％和4.61％，这是因为在设计计算时没有考虑空气的粘性，而仿真计算中引入了空气的粘性，由于粘性的存在使气流存在流动损失，因此仿真计算得到的出口x方向速度小于设计计算值。
步骤55、计算仿真推力：将步骤54监测得到的收敛时气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度两者相乘，即得到仿真推力。
根据推力计算公式，由图8(b)和8(c)中的数据，可得推力曲线，如图9所示。
步骤56、比较判定：将步骤55计算的仿真推力与步骤1确定的推力F进行比较判断，当差值满足设定阈值时，则判断为步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；否则，重复步骤2至步骤4，直至步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求。
由图9可见，收敛后的推力略低于设计推力，其中在0.002s后的仿真计算平均推力为3013N，与设计推力3075N相差2.02％，到达期望效果。
步骤6、气体火箭发动机外部构型设计：根据步骤5仿真校核通过的气体火箭发动机内部构型，设计气体火箭发动机外部构型。
如图3所示，优选气体火箭发动机的稳流室和喷管的外部构型类似于其内部构型。
以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：包括沿气流方向依次同轴设置的进气段、稳流室和尾喷管；
进气段包括沿气流方向依次同轴设置的进气圆筒段、第一过渡弧、第一锥形筒和第二过渡弧；
进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端相连接，柔性进气管的进气端与高压气瓶相连接；
高压气瓶内充填高压空气；
第一过渡弧用于连接进气圆筒段和第一锥形筒；
第一锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒；
第二过渡弧用于连接第一锥形筒和稳流室；
稳流室为圆筒形，安装在发动机安装架上，起稳流作用；
尾喷管设置在稳流室的尾部，尾喷管沿气流方向依次设置有收缩段和扩张段；收缩段沿气流方向包括依次首尾连接的大收缩弧和小收缩弧；大收缩弧的半径大于小收缩弧的半径。
2.根据权利要求1所述的用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：第一锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为45°。
3.根据权利要求1所述的用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：扩张段包括第三过渡弧和第二锥形筒；第三过渡弧用于连接收缩段和第二锥形筒；第二锥形筒为沿气流方向截面积逐渐扩增的扩增筒，第二锥形筒的锥形母线与气体火箭发动机中心轴线所呈的夹角为15°。
4.根据权利要求1所述的用于无人机发射的气体火箭发动机，其特征在于：气体火箭发动机的稳流室通过法兰盘和保护套筒安装在无人机发射平台底部的发动机安装架上；
法兰盘焊接在保护套筒的上游端面上，保护套筒的下游端面焊接在稳流室头部，保护套筒同轴套设在进气段外周，用于保护进气段和传递气体火箭发动机推力到法兰盘；
进气圆筒段的进气端与柔性进气管的出气端之间采用球头-锥面密封结构，球头-锥面密封结构包括球头、进气段入口锥面和螺母；
进气圆筒段的进气端设置有进气段头部外螺纹，进气段头部外螺纹的内壁面设置有锥形的进气段入口锥面；
球头同轴焊接在柔性进气管的出气端，且球头的球形头部与进气段入口锥面相切；
螺母螺纹连接在进气段头部外螺纹的外周，用于压紧球头，使球头与进气段入口锥面紧密接触以保证密封。
5.一种用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：包括如下步骤：
步骤1、确定推力，具体包括如下步骤：
步骤1A、根据无人机要求的起飞速度v和无人机在发射平台上的滑行长度L，确定无人机所需的加速度a；
步骤1B、根据无人机质量、无人机发射仰角和步骤1A确定的加速度a，确定气体火箭发动机在发射平台上滑行所需的推力F；
步骤2、确定初始压力p0和喉部面积At：根据步骤1中确定的推力F，选择所需高压空气的初始压力p0；根据推力F和初始压力p0，采用体火箭发动机的推力计算公式计算得到喉部面积At；其中，喉部是指尾喷管中收缩段与扩张段的交接部位；
步骤3、计算高压空气质量流量
Figure FDA0003247942990000021
尾喷管出口气流速度ve和扩张比εe：根据步骤2确定的初始压力p0和喉部面积At，计算高压空气质量流量
Figure FDA0003247942990000022
尾喷管出口气流速度ve和尾喷管中扩张段的扩张比εe；
步骤4、设计气体火箭发动机内部构型：根据步骤2和步骤3得到的p0、At、
Figure FDA0003247942990000023
ve和εe参数，设计气体火箭发动机内部构型；气体火箭发动机内部构型包括稳流室内部构型参数、收缩段内部构型参数和扩张段内部构型参数；稳流室内部构型参数包括稳流室内径Dc、稳流室长度Lc1和稳流室气流入口内径Din；收缩段内部构型参数包括收缩段长度Lc2、收缩比εc、大收缩弧半径R1、小收缩弧半径R2、切点半径y、切点距离喉部的轴向距离h和切点距离收缩段与稳流室交界面的轴向距离H；其中，切点为大收缩弧和小收缩弧的圆弧切点；扩张段内部构型参数包括第二锥形筒长度LN、第二锥形筒的扩张半角β、尾喷管出口内径De和第三过渡弧半径R3；
步骤5、气体火箭发动机仿真：根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型和边界条件，运用CFD软件对气体火箭发动机进行仿真校核计算；将仿真计算的仿真推力与步骤1确定的推力F进行比较判断，当差值满足设定阈值时，则判断为步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；否则，重复步骤2至步骤4，直至步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；
步骤6、气体火箭发动机外部构型设计：根据步骤5仿真校核通过的气体火箭发动机内部构型，设计气体火箭发动机外部构型。
6.根据权利要求5所述的用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：步骤1B中，推力F的具体计算公式为：
F＝ma+mgsinθ+μmgcosθ (1)
式(1)中，m为无人机和推力架的质量，g为重力加速度，θ为无人机的发射仰角，μ为推力架与发射平台之间的滑动摩擦系数；其中，气体火箭发动机安装在推力架底部，推力架顶部推动无人机沿发射平台滑行。
7.根据权利要求5所述的用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：步骤2中，喉部面积At的计算公式为：
Figure FDA0003247942990000031
其中，pe＝pa
式中，κ为高压空气的比热比；pe为尾喷管出口截面处的气流压强；pa为外界环境介质压强。
8.根据权利要求7所述的用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：步骤3中，高压空气质量流量
Figure FDA0003247942990000032
尾喷管出口气流速度ve和扩张比εe的计算公式分别为：
Figure FDA0003247942990000033
Figure FDA0003247942990000034
Figure FDA0003247942990000035
其中，Mae为尾喷管出口马赫数，采用如下公式(6)计算得到：
Figure FDA0003247942990000036
式(3)至式(6)中，Rg为高压空气常数，单位为J/(kg·K)；T0为高压气瓶中高压空气总温，单位为K；Ae为尾喷管出口截面积，单位为mm2。
9.根据权利要求8所述的用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：步骤4中，Lc1根据具体使用环境的尺寸约束选择，β取值范围为12°～18°；Dc、Din、Lc2、εc、R1、R2、y、h、H、LN、De和R3的计算公式分别为：
Figure FDA0003247942990000041
Figure FDA0003247942990000042
Figure FDA0003247942990000043
Figure FDA0003247942990000044
其中：
Figure FDA0003247942990000045
R2＝kRt (11)
Figure FDA0003247942990000046
Figure FDA0003247942990000047
H＝Lc2-h (14)
Figure FDA0003247942990000048
R3＝0.44Rt (16)
Figure FDA0003247942990000049
Figure FDA00032479429900000410
式(7)至(18)中，pc为稳流室压力，单位为MPa；Ain为稳流室入口面积，单位为mm2；Ac为稳流室横截面积，单位为mm2；k、j为经验系数；Rc为稳流室半径，单位为mm；Ae为尾喷管出口面积，单位为mm2。
10.根据权利要求5所述的用于无人机发射的气体火箭发动机的设计方法，其特征在于：步骤5中，运用CFD软件对气体火箭发动机进行仿真校核的方法，包括如下步骤：
步骤51、建立气体火箭发动机仿真模型；
步骤52、网格划分：采用CFD前处理软件，对步骤51建立的气体火箭发动机仿真模型进行划分网格；
步骤53、设置仿真计算条件：根据步骤4中设计的气体火箭发动机内部构型，进行对应仿真边界条件的设置；同时，将气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度设置为仿真监测参数；
步骤54、仿真计算：根据步骤53设置的仿真计算条件，对步骤52网格划分后的气体火箭发动机仿真模型，进行仿真计算，直至仿真收敛；并监测到收敛时气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度；
步骤55、计算仿真推力：将步骤54监测得到的收敛后的气体火箭发动机仿真模型的出口质量流量和出口轴向速度两者相乘，即得到仿真推力；
步骤56、比较判定：将步骤55计算的仿真推力与步骤1确定的推力F进行比较判断，当差值满足设定阈值时，则判断为步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求；否则，重复步骤2至步骤4，直至步骤4设计的气体火箭发动机内部构型满足设计要求。
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Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0264030A2 (en) * 1986-10-14 1988-04-20 The Boeing Company Horizontal-takeoff transatmospheric launch system
JP2008075582A (ja) * 2006-09-22 2008-04-03 Japan Aerospace Exploration Agency Ｖ／ｓｔｏｌ機用推進システム
WO2011100053A2 (en) * 2010-02-11 2011-08-18 Chin Howard M Rocket launch system and supporting apparatus
CN202115706U (zh) * 2010-12-20 2012-01-18 西安韦德沃德航空科技有限公司 一种无人机短距起飞系统
CN205221133U (zh) * 2015-12-12 2016-05-11 王自治 弹射器
CN109670269A (zh) * 2019-01-07 2019-04-23 厦门大学 一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法
CN109800488A (zh) * 2019-01-02 2019-05-24 南京理工大学 关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法
CN109850174A (zh) * 2019-03-08 2019-06-07 西安爱生技术集团公司 一种无人机的火箭助推装置
CN112520060A (zh) * 2020-08-16 2021-03-19 西安航天化学动力有限公司 一种无人机火箭助推器

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7097136B2 (en) * 2004-04-13 2006-08-29 Lockheed Martin Corporation Immersible unmanned air vehicle and system for launch, recovery, and re-launch at sea
US8146855B2 (en) * 2008-09-03 2012-04-03 Anvar Ismailov Unmanned air vehicle
IT1397996B1 (it) * 2009-12-23 2013-02-04 Galileo Avionica S P A Ora Selex Galileo Spa Endoreattore e metodo di controllo della combustione nell'endoreattore stesso.
US8662441B2 (en) * 2011-02-16 2014-03-04 Sparton Corporation Unmanned aerial vehicle launch system
US10246200B2 (en) * 2015-12-31 2019-04-02 Lawrence Ellis Williams, Sr. Centripetal aerodynamic platform spacecraft

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0264030A2 (en) * 1986-10-14 1988-04-20 The Boeing Company Horizontal-takeoff transatmospheric launch system
JP2008075582A (ja) * 2006-09-22 2008-04-03 Japan Aerospace Exploration Agency Ｖ／ｓｔｏｌ機用推進システム
WO2011100053A2 (en) * 2010-02-11 2011-08-18 Chin Howard M Rocket launch system and supporting apparatus
CN202115706U (zh) * 2010-12-20 2012-01-18 西安韦德沃德航空科技有限公司 一种无人机短距起飞系统
CN205221133U (zh) * 2015-12-12 2016-05-11 王自治 弹射器
CN109800488A (zh) * 2019-01-02 2019-05-24 南京理工大学 关于液体火箭高空环境下底部热环境的数值计算方法
CN109670269A (zh) * 2019-01-07 2019-04-23 厦门大学 一种多通道并联的三动力组合发动机设计方法
CN109850174A (zh) * 2019-03-08 2019-06-07 西安爱生技术集团公司 一种无人机的火箭助推装置
CN112520060A (zh) * 2020-08-16 2021-03-19 西安航天化学动力有限公司 一种无人机火箭助推器

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
Calculation of High-Altitude Jets of theRocketEngine Based on Quasi-Gasdynamic Equations;KOCHETKOV, YU.M等;《Расчет высотных струй ракетного двигателя на основе квазигазодинамических уравнений》;20191231;全文 *
Reducing The Noise Impact of Unmanned Aerial Vehicles by Flight Control System Augmentation;Matthew B Galles;《NASA Technical Reports》;20190801;全文 *
一种基于遥控器信号的无人机管理技术和方法的研究;王辉等;《数字通信世界》;20171201;全文 *
无人机双发固体火箭助推器同步性研究;裴锦华;《飞行力学》;19990330(第01期);全文 *
浅谈小型无人机的发射系统;王喆健;《科技视界》;20150805;全文 *

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