CN114251196A - 一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管 - Google Patents

Abstract

本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，包括发动机后封头、后封头内绝热层、长尾管、长尾管内绝热层、喷管壳体、喉衬组件和喷管扩张段。喷管扩张段采用前后两段的分段结构，后段采用容易烧蚀的金属材料制作而成。本申请在单室双推力发动机进行由高压强转换至低压强时，喷管扩张比也自动转换，以适应喷管出口压强的变化，满足单室双推力固体火箭发动在不同推力段下完全扩张的扩张比需求。

Description

一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管

技术领域

本申请涉及固体火箭技术领域，尤其涉及一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管。

背景技术

战术导弹固体火箭发动机的飞行弹道，一般由增速级、巡航级等飞行段组成。为了满足各飞行段的动力需求，常采用两台发动机并联或串联。这种动力系统已经在国内外装备的先进导弹上广泛采用。单室双推力固体火箭发动机作为新型先进战术导弹动力推进系统，已陆续得到应用。与单级单推力或多级串联发动机推力系统相比，单室双推力固体火箭发动机具有结构紧凑、质量轻和推进效能高等优点。

单室双推力固体火箭发动通过开始的大推力提供发射离轨的助推增速推力，通过后续的小推力实现巡航级推力。理论和实践表明，单室双推力固体火箭发动机的推力分配能够使导弹的射程得到显著提高。

根据发动机理论推力公式F＝m’Ve+Ae(Pe-Pa)可知，环境大气压强Pa影响发动机的推力F。当发动机喷管出口气体压强Pe等于环境大气压Pa时，这种影响为0，此时被称为喷管完全扩张；当发动机喷管出口压强Pe大于环境大气压Pa时，存在燃气能量损失，此时被称为喷管欠膨胀；当发动机喷管出口气体压强Pe小于环境大气压Pa时，可能存在燃气回流损失或流动分离，此时被称为喷管过膨胀。

单室双推力固体火箭发动机燃烧室内压通常由大小差异显著的两段组成，此时为了获得导弹的最大射程，喷管的结构类型包括单一扩张比喷管、气动塞式喷管、偏转膨胀喷管、双曲线喷管等。

对于单一扩张比喷管存在的缺陷如下：传统的单室双推力发动机的喷管扩张比，通常是根据增速级和巡航级的装药量、燃速、时间限制，以导弹最大射程为目标进行优化得出发动机扩张比。通常该扩张比即不能满足高压时完全膨胀，也不满足低压时完全扩张。

对于气动塞式喷管存在的缺陷如下：气动塞式喷管能够通过中心塞曲面形状和中心塞的位置，根据燃烧室的压强适应喷管的扩张比，但是全长气动塞式喷管具有结构质量重的缺点，截短塞式喷管存在回流损失，气动塞式喷管的结构缺陷表明所有的该类喷管都存在一半以上的膨胀损失，且该损失通常大于膨胀收益。

对于偏转膨胀喷管存在的缺陷如下：偏转膨胀喷管可以通过中心锥的位置，根据燃烧室的压强适应喷管的扩张比。但是偏转膨胀喷管结构质量大，该类喷管低空使用在中心锥的尾部可能存在回流区，造成回流损失；高空使用依然可能存在喷管欠膨胀的问题。

对于双曲线喷管存在的缺陷如下：双曲线喷管是根据增速级和巡航级的燃烧室的压强和喉径烧蚀率、发动机理论工作高度范围得到两种状态下完全扩张时的扩张比，通过确认两种扩张比状态下的出口截面和喷管型面绘制双曲线喷管曲线转折位置得到的一种特殊内形面喷管。在增速级的高压强高扩张比下，双曲线喷管两段曲线内部全部充压，在巡航级的内压条件下，仅前段曲线内形面充压。但是该类喷管设计过程复杂，在巡航级推力下大扩张比段喷管后段完全是惰性结构质量。该惰性结构显著增加导弹底部阻力，严重的可能影响导弹射程。

发明内容

本申请的目的在于提供一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，喷管结构质量较轻，在单室双推力发动机进行由高压强转换至低压强时，喷管扩张比也自动转换，以适应喷管出口压强的变化，满足单室双推力固体火箭发动在不同推力段下完全扩张的扩张比需求。

为达到上述目的，本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，包括发动机后封头、后封头内绝热层、长尾管、长尾管内绝热层、喷管壳体、喉衬组件、喷管扩张段。所述发动机后封头与所述长尾管连接，所述后封头内绝热层设置在所述发动机后封头内表面，所述长尾管内绝热层设置在所述长尾管内表面，所述长尾管出口段连接所述喉衬组件，所述喷管扩张段连接在所述长尾管出口端，所述喷管扩张段连接在喷管出口处，所述喷管扩张段由喷管扩张段前段、喷管扩张段后段两段的分段结构，所述喷管扩张段后段与所述喷管扩张段前段固定连接，所述喷管扩张段后段的燃气喷射进口的直径小于燃气喷射出口的直径，所述喷管扩张段后段采用容易烧蚀的金属材料制作而成。

如上的，其中，所述喷管扩张段后段与所述喷管扩张段前段固定密封连接。

如上的，其中，所述喷管扩张段的燃气通道内表面为呈直线状圆锥面、钟型曲线光滑曲面、圆弧曲线光滑曲面或抛物线等光滑曲面。

如上的，其中，所述喷管扩张段后段与所述喷管扩张段前段内表面连接处光滑过度，无台阶或凹坑。

如上的，其中，所述喷管扩张段前段出口端和喷管扩张段后段入口端的连接处具有连接密封结构。

如上的，其中，所述喷管扩张段前段出口端具有连接凸台，所述喷管扩张段后段入口端具有连接部，所述连接部与所述连接凸台固定连接。

如上的，其中，所述连接部与所述连接凸台之间螺纹连接、卡环连接、楔环连接或键块连接。

如上的，其中，所述喷管扩张段后段的材料为铝、铝合金、镁、镁合金和/或锂合金。

如上的，其中，所述喷管内喷射的燃气含有能与铝、铝合金、镁、镁合金/或锂合金反应的气体。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请喷管扩张比可自动转换，以适应喷管出口压强的变化，实现燃烧室高压强时喷管扩张比较大，喷管出口能够实现完全扩张；燃烧室低压强时喷管扩张比相对减小，也能够实现完全扩张。

(2)本申请使用活泼的低密度纯金属或相关元素的合金材料制作喷管扩张段的一部分。在发动机工作时，喷管喉部流出的高温高压的氮气、二氧化碳、一氧化碳、水蒸气等出口燃气能够进行一定速率的化学反应，同时该反应能够逐渐烧蚀或融化喷管扩张段后段靠近出口的部分，实现扩张比的逐渐烧蚀减小。

(3)本申请喷管扩张段使用的铝或铝合金、镁或镁合金、锂合金等材料，具有密度低、常温固态、具有较好的导热性的特点。

(4)本申请喷管扩张段使用的铝或铝合金、镁或镁合金、锂合金等材料，具有常温稳定且有一定结构强度、高温下结构强度迅速下降的特点。

(5)导弹单室双推力固体火箭发动机采用进行可变扩张比喷管后，巡航段推力明显增加，推力冲量增加约20％。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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申请中记载的一些实施例，对于本领域技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的结构示意图。

图2为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的喷射燃气初始高压强状态示意图。

图3为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的喷射燃气末尾低压强状态示意图。

图4为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的变扩张比后理论推力与未变扩张比理论推力的曲线图。

图5为典型的单室双推力固体火箭发动机燃烧室压强随时间的变化曲线。

图6本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管在不考虑飞行高度变化时的最优扩张比曲线。

附图标记：1-喷管本体；2-喷管扩张段前段；3-喷管扩张段后段；4-燃气；11-长尾管；12-发动机后封头；21-连接凸台；31-连接部；I-未变扩张比理论推力；II-变扩张比后理论推力；III-燃烧室压强随时间的变化曲线；IV-最优扩张比曲线。

具体实施方式

下面结合本申请实施例中的附图，对本申请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申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域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，都属于本申请保护的范围。

如图1所示，本申请提供一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，包括喷管本体1，喷管本体1具有喷管出口，且喷管本体1在紧靠着喷管出口的位置处固定连接有喷管扩张段，喷管扩张段包括喷管扩张段前段2和喷管扩张段后段3，喷管扩张段后段3具有呈锥状的燃气喷射通道，燃气喷射通道靠近喷管喉部下游为燃气喷射进口，另一端为燃气喷射出口，燃气喷射进口的直径小于燃气喷射出口的直径，喷管扩张段后段3采用容易烧蚀的金属材料制作而成。

作为本发明的具体实施例，喷管本体1内的燃气4在发动机点火后，冲刷掉或烧蚀掉喷管扩张段后段3内表面生成的致密氧化层(Al₂O₃、MgO、Li₂O)，喷管扩张段后段3露出的金属和高温的燃气4接触反应，喷管扩张段后段3靠近出口的部分逐渐被烧蚀掉，从而长度逐渐缩短，出口的直径逐渐变小，实现扩张比的逐渐烧蚀减小，实现喷管完全扩张，进而提高固体火箭发动机的推力。

如图1所示，喷管本体1包括长尾管11、发动机后封头12、喷管喉部、喷管扩张段前段2和喷管扩张段后段3，长尾管11与发动机后封头12无缝固定连接，长尾管11远离发动机后封头12的一端固定连接喷管喉部，喷管喉部远离长尾管11的一端连接喷管扩张段前段2，喷管扩张段前段2远离喷管喉部的一端连接喷管扩张段后段3，喷管扩张段前段2和喷管扩张段后段3通过连接密封结构连接。燃气4从发动机后封头12内腔依次进入长尾管11、喷管喉部和喷管扩张段前段2和喷管扩张段后段3。

作为本发明的具体实施例，喷管扩张段前段2的内表面为呈椎状的第一圆椎面，喷管扩张段后段3的内表面为呈椎状的第二圆椎面，第二圆椎面的母线与第一圆锥面的母线连接处在同一直线方向上，从而保证燃气沿喷管扩张段前段2和喷管扩张段后段3的内表面顺滑喷射出去。

作为本发明的其他具体实施例，喷管扩张段(喷管扩张段前段和喷管扩张段后段)的燃气通道内表面为呈直线状圆锥面、钟型曲线光滑曲面、圆弧曲线光滑曲面或抛物线光滑曲面。

作为本发明的具体实施例，喷管扩张段前段2和喷管扩张段后段3中心线在同一直线方向上，保证燃气的喷射。

如图1所示，喷管扩张段前段2的出口端周侧向外凸出有连接凸台21，喷管扩张段后段3与喷管扩张段前段2连接的一端为具有环状的连接部31，具有环状的连接部31套设在连接凸台21的外周，并且环状的连接部31与连接凸台21密封连接，防止燃气泄露。

作为本发明的具体实施例，环状的连接部31通过螺栓与连接凸台21固定连接。

作为本发明的其他具体实施例，连接部31和连接凸台21之间螺纹连接、卡环连接、楔环连接或键块连接。

作为本发明的具体实施例，喷管扩张段后段3的材料为铝、铝合金、镁、镁合金和/或锂合金。

作为本发明的具体实施例，喷管本体1内喷射的燃气4含有能与铝、铝合金、镁、镁合金和/或锂合金反应的高温高压气体，高温高压气体包括二氧化碳、一氧化碳、氮气、氯化氢和/或氨等高温混合气体。喷管扩张段后段3使用活泼的低密度纯金属或相关元素的合金材料制作，在发动机工作时，喷管扩张段前段2流出的高温高压的氮气、二氧化碳、一氧化碳、水蒸气等燃气4能够进行一定速率的化学反应，同时该反应能够逐渐烧蚀或融化喷管扩张段后段3靠近出口部分，实现扩张比的逐渐烧蚀减小。

作为本发明的具体实施例，喷管扩张段3的铝或铝合金、镁(Mg)或镁合金或锂合金等材料，在发动机工作时，该类材料和喷管本体1内燃气4中的二氧化碳(CO2)、一氧化碳(CO)、氯化氢(HCl)、氮气(N2)、氨(NH3)等高温气体发生快速的化学反应，部分化学反应方程如下：

Mg+2HCl→MgCl₂+H₂↑；

Al+6HCl→AlCl3+3H₂↑；

喷管本体1内的燃气4在发动机点火后，冲刷掉或烧蚀掉喷管扩张段后段3内表面生成的致密氧化层(Al₂O₃、MgO、Li₂O)，露出金属和高温的燃气4接触反应。

本发明通过设计喷管扩张段后段3金属部分的高度和厚度以及外形面，实现喷管扩张比的预期变化，理论上可以实现逐渐消融变化、整体或局部脱落变化，喷管扩张段后段3金属部分的高度和厚度根据实际情况进行设定。

作为本发明的具体实施例，喷管扩张段3内表面生成的致密氧化层(Al₂O₃、MgO、Li₂O)脱落后，露出金属和高温的燃气4接触反应。

作为本发明的具体实施例，喷管扩张段3采用的金属材料可以选择但不限于：

铝及其铝合金：1035、1050、1060、1065、1070、1070A、1080、1090、……、2004、2007、2008、2010、2014、2024、2214、2018、……、8025、8079、8090A、8092等；

镁及其镁合金：MB8、MB15、MB25、ZM5、ZM6、LA141、LA91、LZ91、LAZ931……等；

锂合金：2090、2219、8090A、8192、8092、8090、8091等。

如图2和图3所示，图2为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的喷射燃气初始状态示意图；图3为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的喷射燃气末尾状态示意图。随着燃气的不断喷射，喷管扩张段后段3的状态由图2所示的状态变为图3所示的状态，实现扩张比的逐渐烧蚀减小。

图3中金属喷管扩张段后段3靠近出口部位烧蚀或整体脱落(扩张比＝6.5)。

如图4所示，图4为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的变扩张比后理论推力与未变扩张比理论推力的曲线图。图4中I为未变扩张比理论推力曲线；II为变扩张比后理论推力曲线，从图4中可看出，在发动机点火后0-2S过程中及17S以后，未变扩张比理论推力值与变扩张比后理论推力值大致相等，在2-17S过程中，变扩张比后理论推力值明显高于未变扩张比理论推力值，未变扩张比前推力冲量10264N*s,变扩张比后推力冲量12294N*s，理论冲量增加约20％。

如图5和图6所示，图5为典型的单室双推力固体火箭发动机燃烧室压强随时间的变化曲线；图6为本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管在不考虑喷管喉部烧蚀和飞行高度变化时的最优扩张比曲线，由图5的燃烧室压强随时间的变化曲线III和图6的最优扩张比曲线IV进行对比可以看出，曲线II的推力值大于曲线I的推力值；即本申请一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管的推力值大于典型的单室双推力固体火箭发动机推力值。

本申请实现的有益效果如下：

(1)本申请喷管扩张比可自动转换，以适应喷管出口压强的变化，实现燃烧室高压强时，喷管扩张比较大，喷管出口能够实现完全扩张；燃烧室低压强时，喷管扩张比相对减小，也能够实现完全扩张。

(2)本申请使用活泼的低密度纯金属或相关元素的合金材料制作喷管扩张段的一部分。在发动机工作时，喷管喉部流出的高温高压的氮气、二氧化碳、一氧化碳、氯化氢、氨、水蒸气等出口燃气能够进行一定速率的化学反应，同时该反应能够逐渐烧蚀或融化喷管扩张段靠近出口的部分，实现扩张比的逐渐烧蚀减小。

(3)本申请喷管扩张段使用的铝或铝合金、镁或镁合金、锂合金等材料，具有密度低、常温固态、具有较好的导热性的特点。

(4)本申请喷管扩张段使用的铝或铝合金、镁或镁合金、锂合金等材料，具有常温稳定且有一定结构强度、高温下结构强度迅速下降的特点。

(5)导弹单室双推力固体火箭发动机采用扩张比适应喷管扩张段后，巡航段推力明显增加，推力冲量增加约20％。

上所述仅为本发明的实施方式而已，并不用于限制本发明。对于本领域技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原理的内所做的任何修改、等同替换、改进等，均应包括在本发明的权利要求范围之内。

Claims (10)

1.一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，包括连接在喷管出口处的喷管扩张段，所述喷管扩张段由喷管扩张段前段、喷管扩张段后段两段组成，所述喷管扩张段后段与所述喷管扩张段前段固定连接，所述喷管扩张段后段的燃气喷射进口的直径小于燃气喷射出口的直径，所述喷管扩张段后段采用金属材料制作而成。

2.根据权利要求1所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩张段后段与所述喷管扩张段前段固定密封连接。

3.根据权利要求2所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩张段的燃气通道内表面为呈直线状圆锥面、钟型曲线光滑曲面、圆弧曲线光滑曲面或抛物线光滑曲面。

4.根据权利要求3所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩张段后段与所述喷管扩张段前段内表面连接处光滑过渡，无台阶或凹坑。

5.根据权利要求2所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩张段前段出口端和所述喷管扩张段后段入口端连接处具有连接密封结构。

6.根据权利要求5所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩张段前段出口端具有连接凸台，所述喷管扩张段后段入口端具有连接部，所述连接部与所述连接凸台固定连接。

7.根据权利要求6所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述连接部和所述连接凸台之间螺纹连接、卡环连接、楔环连接或键块连接。

8.根据权利要求1所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩张段后段的材料为铝、铝合金、镁、镁合金或锂合金。

9.根据权利要求1所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管内喷射的燃气含有能与铝、铝合金、镁、镁合金和/或锂合金反应的气体。

10.根据权利要求1所述的单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管，其特征在于，所述喷管扩散段后段的脱落时间根据所述喷管扩张段后段的烧蚀厚度调节。

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