CN114934863A - 气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机 - Google Patents

气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机 Download PDF

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CN114934863A CN202210306485.1A CN202210306485A CN114934863A CN 114934863 A CN114934863 A CN 114934863A CN 202210306485 A CN202210306485 A CN 202210306485A CN 114934863 A CN114934863 A CN 114934863A
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田辉
孙俊杰
柯义明
郭海洲
王舒婷
蔡国飙
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Abstract

一种气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机，涉及发动机喷管技术领域。该气动变喉部喷管装置，用于固液混合火箭发动机，包括依次连接的喷管收敛段、喷管喉部和喷管扩张段；还包括依次贯穿喷管收敛段、喷管喉部和喷管扩张段的气流通道；喷管喉部设置有与气流通道连通的二次流喷嘴；二次流喷嘴连通有二次流供液管路；二次流供液管路内的喷射工质通过二次流喷嘴喷射至气流通道；喷射工质包括液体燃料和/或液体氧化剂。该固液混合火箭发动机包括气动变喉部喷管装置。本发明的目的在于提供一种气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机，以在一定程度上解决现有技术中存在的喉部烧蚀严重、机械结构复杂且无法实现推力矢量控制的技术问题。

Description

气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机
技术领域
本发明涉及发动机喷管技术领域，具体而言，涉及一种气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机。
背景技术
喷管装置是火箭发动机的一个重要部件，是通过改变管段内壁的几何形状以加速气流的一种能量转换装置。喷管装置位于火箭发动机的尾部，通常包括收敛段、喉部和扩张段等。在火箭发动机中，燃料经过燃烧室燃烧以后，会产生高温高压的气体，再经过喷管喉部面积的大小控制其流量，使燃烧室内的燃气保持预定的压强，确保装药正常燃烧；使推进剂燃烧产物通过喷管装置膨胀加速，将其热能充分转换为燃气的动能，从而使发动机获得推力。
对于固液混合火箭发动机而言，研究推力大小实时可控的发动机推力调节技术具有重要意义。在固液混合火箭发动机中，通过调节喷管喉部直径和面积实现燃烧室压力变化进而实现推力调节和推力矢量控制是近年来研究的热点。
现有的固液混合火箭发动机的变喉部喷管装置处在高温环境下，喉部烧蚀严重，导致其可靠性低，不适合长时间工作；此外，现有的固液混合火箭发动机的变喉部喷管装置机械结构复杂且无法实现推力矢量控制。
发明内容
本发明的目的在于提供一种气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机，以在一定程度上解决现有技术中存在的喉部烧蚀严重、机械结构复杂且无法实现推力矢量控制的技术问题。
为了实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：
一种气动变喉部喷管装置，用于固液混合火箭发动机，包括依次连接的喷管收敛段、喷管喉部和喷管扩张段；还包括依次贯穿所述喷管收敛段、所述喷管喉部和所述喷管扩张段的气流通道；
所述喷管喉部设置有与所述气流通道连通的二次流喷嘴；
所述二次流喷嘴连通有二次流供液管路；所述二次流供液管路内的喷射工质通过所述二次流喷嘴喷射至所述气流通道；
所述喷射工质包括液体燃料和/或液体氧化剂。
在上述任一技术方案中，可选地，所述二次流喷嘴喷射的喷射工质的参数具有不同规格，以改变所述二次流喷嘴的截面积与所述喷管喉部对应的所述气流通道的最小截面积的比值；
和/或，所述二次流喷嘴喷射的喷射工质的参数具有不同规格，以改变所述气流通道内工质的流速和流向。
在上述任一技术方案中，可选地，所述喷射工质的参数包括喷射工质的流量、喷射工质的喷射方式、喷射工质的喷射角度和喷射工质的喷射位置中的一种或者多种。
在上述任一技术方案中，可选地，所述喷管收敛段对应的所述气流通道内的工质为主动流燃气；
所述喷管扩张段对应的所述气流通道内的工质为混合流燃气；
所述喷射工质的流量为所述主动流燃气的流量的10％-20％；
和/或，所述二次流喷嘴的截面积为所述喷管喉部对应的所述气流通道的最小截面积的5％-15％。
在上述任一技术方案中，可选地，所述喷射工质的喷射方式包括连续喷射、周期喷射或者脉冲喷射；
或者，所述喷射工质的喷射角度为90°；
或者，所述喷射工质的喷射位置设置在所述喷管喉部的中轴面上。
在上述任一技术方案中，可选地，所述二次流喷嘴的数量为一个；
所述喷射工质为液体燃料或者液体氧化剂。
在上述任一技术方案中，可选地，所述二次流喷嘴的数量为多个；
所有所述二次流喷嘴的喷射工质为液体燃料或者液体氧化剂；
或者，部分所述二次流喷嘴的喷射工质为液体燃料，部分所述二次流喷嘴的喷射工质为液体氧化剂。
在上述任一技术方案中，可选地，多个所述二次流喷嘴沿所述喷管喉部的周向均匀间隔设置。
在上述任一技术方案中，可选地，所述液体燃料包括液态甲烷或者液态煤油；
和/或，所述液体氧化剂包括液态过氧化氢、液氧或者液态四氧化二氮。
一种固液混合火箭发动机，包括气动变喉部喷管装置。
本发明的有益效果主要在于：
本发明提供的气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机，包括依次连接的喷管收敛段、喷管喉部和喷管扩张段，通过在喷管喉部设置有与气流通道连通的二次流喷嘴，且喷射工质通过二次流喷嘴在喷管喉部对应的气流通道内喷射形成二次射流，其结构相对简单，可在一定程度上使二次射流与气流通道内的主流相互作用，从而改变主流的喉部形状和流通面积，进而达到改变主流的流量、推力大小和推力矢量的目的；通过采用液体燃料、液体氧化剂的喷射工质，可对喷管喉部进行液膜冷却，极大降低了喷管喉部的烧蚀程度，在一定程度上提高了喷管喉部的可靠性和使用效率。
为使本申请的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合附图，作详细说明如下。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，应当理解，以下附图仅示出了本发明的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。
图1为本发明实施例提供的气动变喉部喷管装置的结构示意图；
图2为图1所示的气动变喉部喷管装置的剖视图；
图3为本发明实施例提供的气动变喉部喷管装置的另一结构示意图；
图4为图3所示的气动变喉部喷管装置的剖视图；
图5为本发明实施例提供的喷管喉部的横截面结构示意图。
图标：110-喷管收敛段；120-喷管喉部；130-喷管扩张段；140-二次流喷嘴；150-气流通道；160-主动流燃气；170-混合流燃气。
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一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以采用各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作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。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
此外，术语“水平”、“竖直”、“悬垂”等术语并不表示要求部件绝对水平或悬垂，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。
在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
下面结合附图，对本发明的一些实施方式作详细说明。在不冲突的情况下，下述的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
实施例
本实施例提供一种气动变喉部喷管装置及固液混合火箭发动机；请参照图1-图5，图1和图3为本实施例提供的气动变喉部喷管装置的两种结构示意图，为了更加清楚的显示结构，图2为图1所示的气动变喉部喷管装置的剖视图，图4为图3所示的气动变喉部喷管装置的剖视图；图5为本实施例提供的喷管喉部的横截面结构示意图，图中示出了二次流喷嘴。其中，图1和图2所示的气动变喉部喷管装置采用液体燃料为喷射工质，图3和图4所示的气动变喉部喷管装置采用液体氧化剂为喷射工质。图2、图4和图5所示的箭头方向为主流或者喷射工质的流动方向。
本实施例提供的气动变喉部喷管装置，用于火箭发动机，尤其用于固液混合火箭发动机。
参见图1-图5所示，所述气动变喉部喷管装置，用于固液混合火箭发动机，包括依次连接的喷管收敛段110、喷管喉部120和喷管扩张段130；还包括依次贯穿喷管收敛段110、喷管喉部120和喷管扩张段130的气流通道150。
喷管喉部120设置有与气流通道150连通的二次流喷嘴140。
二次流喷嘴140连通有二次流供液管路；二次流供液管路内的喷射工质通过二次流喷嘴140喷射至气流通道150。
喷射工质包括液体燃料和/或液体氧化剂。也即，喷射工质包括液体燃料，或者喷射工质包括液体氧化剂，或者喷射工质包括液体燃料和液体氧化剂。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140的数量为一个；喷射工质为液体燃料或者液体氧化剂。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140的数量为多个。
可选地，所有二次流喷嘴140的喷射工质为液体燃料或者液体氧化剂。
可选地，部分二次流喷嘴140的喷射工质为液体燃料，部分二次流喷嘴140的喷射工质为液体氧化剂。也即，当喷射工质包括液体燃料和液体氧化剂时，单个二次流喷嘴140仅能通过一种喷射工质，单个二次流喷嘴140不能同时喷射液体燃料和液体氧化剂这两种喷射工质，以避免液体燃料和液体氧化剂在喷射入气流通道150内之前先发生反应。
本实施例的可选方案中，多个二次流喷嘴140沿喷管喉部120的周向间隔设置。可选地，多个二次流喷嘴140沿喷管喉部120的周向均匀间隔设置；如图5所示，喷管喉部120的周向均匀间隔设置有4个二次流喷嘴140。
本实施例中所述气动变喉部喷管装置，包括依次连接的喷管收敛段110、喷管喉部120和喷管扩张段130，通过在喷管喉部120设置有与气流通道150连通的二次流喷嘴140，且喷射工质通过二次流喷嘴140在喷管喉部120对应的气流通道150内喷射形成二次射流，其结构相对简单，可在一定程度上使二次射流与气流通道150内的主流相互作用，从而改变主流的喉部形状和流通面积，进而达到改变主流的流量、推力大小和推力矢量的目的；通过采用液体燃料、液体氧化剂的喷射工质，可对喷管喉部120进行液膜冷却，极大降低了喷管喉部120的烧蚀程度，在一定程度上提高了喷管喉部120的可靠性和使用效率。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140喷射的喷射工质的参数具有不同规格，以改变二次流喷嘴140的截面积与喷管喉部120对应的气流通道150的最小截面积的比值。通过改变二次流喷嘴140喷射的喷射工质的参数，也即改变喷射二次射流的参数，可实现火箭发动机在工作过程中喷射流量改变时燃烧室压强保持不变，使气动变喉部喷管装置一直维持最佳扩张比，从而减少推力调节带来的比冲损失。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140喷射的喷射工质的参数具有不同规格，以改变气流通道150内工质的流速和流向。通过调整单个或者各个二次流喷嘴140喷射的喷射工质的参数，可改变气流通道150内工质的流速和流向，进而可对发动机推力大小与推力矢量进行更加精准控制。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140喷射的喷射工质的参数包括喷射工质的流量、喷射工质的喷射方式、喷射工质的喷射角度和喷射工质的喷射位置中的一种或者多种。
可选地，如图2和图4所示，喷管收敛段110对应的气流通道150内的工质为主动流燃气160；也即在喷管收敛段110对应的气流通道150内，主流为主动流燃气160。可选地，喷管扩张段130对应的气流通道150内的工质为混合流燃气170。本实施例中，喷管收敛段110对应的气流通道150内的主动流燃气160与二次流喷嘴140喷射的喷射工质，在喷管喉部120对应的气流通道150内混合反应，产生喷管扩张段130对应的气流通道150内的混合流燃气170；也即，在喷管扩张段130对应的气流通道150内，混合流燃气170为主流与二次射流(也即喷射工质)的混合反应之后的流体。
可选地，二次流喷嘴140喷射的喷射工质的流量为气流通道150内的主动流燃气160的流量的10％-20％；采用该比例，可以使二次射流与气流通道150内的主流更好地相互作用，从而更好地改变主流的喉部形状和流通面积，进而可以更好的改变主流的流量、推力大小和推力矢量。例如，二次流喷嘴140喷射的喷射工质的流量为气流通道150内的主动流燃气160的流量的10％、13％、15％、18％或20％，或者其他数值。
可选地，二次流喷嘴140的截面积为喷管喉部120对应的气流通道150的最小截面积的5％-15％。；采用该比例，可以使二次射流与气流通道150内的主流更好地相互作用，从而更好地改变主流的喉部形状和流通面积，进而可以更好的改变主流的流量、推力大小和推力矢量。例如，二次流喷嘴140的截面积为喷管喉部120对应的气流通道150的最小截面积的5％、8％、10％、12％或15％，或者其他数值。
其中，本实施例所述的截面积垂直于气动变喉部喷管装置的轴线。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140的喷射工质的喷射方式包括连续喷射、周期喷射或者脉冲喷射，或者其他喷射方式。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140的喷射工质的喷射角度为80°-110°；例如，喷射工质的喷射角度为80°、85°、90°、100°或110°，或者其他角度。二次流喷嘴140采用80°-110°的喷射角度，可使喷射工质对喷管喉部120更好地进行液膜冷却，可有效降低喷管喉部120的烧蚀程度，进而可以有效提高喷管喉部120的可靠性和使用效率。
可选地，二次流喷嘴140的喷射工质的喷射角度为90°；也即二次流喷嘴140的喷射工质的喷射方向与气流通道150的轴向垂直。
本实施例的可选方案中，二次流喷嘴140的喷射工质的喷射位置设置在喷管喉部120的中轴面上，以使喷射工质更加均匀的对喷管喉部120进行液膜冷却。
本实施例的可选方案中，液体燃料包括液态甲烷(CH4)或者液态煤油；或者其他液体燃料。
本实施例的可选方案中，液体氧化剂包括液态过氧化氢(H2O2)、液氧(O2)或者液态四氧化二氮(N2O4)，或者其他液体氧化剂。
为了更加清楚的了解本实施例，以下从二次流喷嘴140的喷射工质为液体燃料，以及二次流喷嘴140的喷射工质为液体氧化剂分别举例说明。
例1，二次流喷嘴140的喷射工质为液体燃料。
现有技术中，固体火箭发动机推力大小的调节，可通过向喷管喉径外部导入环状气流形成气动压力，以实现调节发动机喉径大小。例如，固体火箭发动机气动变喉径装置应用在专利申请CN213360272U-一种气动式喷管喉径调节装置中，其从先液体管喉部的气流通道基座连通，并在供气管路上设置有用于调节引入喷管内气流压强的流量调节机构。通过高压供气源从发动机喷管喉部导入一定压强的气流，形成气动压力，以调节发动机喷管喉径大小，进行推力调节。
然而现有的气动变喉径装置具有如下问题：
1、现有喷射气体的气动式喷管喉径调节装置适用于燃烧室压强变化范围大的火箭发动机，对于燃烧室压强变化范围小的固液混合火箭发动机效果不明显。
2、固体火箭发动机气动式喷管喉径调节装置目的为改变燃烧室压强进而实现推力调节，在调节过程中燃烧室压强降低会导致较大的比冲损失。
3、气动式喷管喉径调节装置在喉部高温高压且富氧环境中烧蚀严重，使喷管效率大大降低。
4、气动式喷管喉径调节装置无法很好地解决固液混合火箭发动机在工作过程中氧化剂存在剩余的情况。
本实施例所述气动变喉部喷管装置，用于固液混合火箭发动机，通过在喷管喉部120喷射液体燃料作为二次射流，使二次射流与气流通道150内的主流相互作用，从而改变主流的喉部形状和流通面积，达到在改变主流的流量同时维持燃烧室压强不变，可提高固液混合火箭发动机的比冲和效率。
参见图1和图2所示，常见的固液火箭发动机的固体燃料推进剂在液体氧化剂过氧化氢的催化下燃烧产生主动流燃气160(也即气流通道150内的主流)，进入喷管收敛段110。此时，在二次流喷嘴140喷射液体燃料(例如液体甲烷等)，液体燃料通过管路进入富氧环境的喷管喉部120，与主动流燃气160中携带的过量氧化剂进行燃烧，同时在液-气的相互作用下改变主流在喷管喉部120的有效面积，在改变主流的流量同时调整固液火箭发动机燃烧室压强，可使喷管装置在不同工况下时刻保持最优的膨胀比，最终混合流燃气170从喷管扩张段130喷出，转化为发动机的推力。与未喷入二次射流液体燃料相比，喷射入二次射流可以实现固液混合火箭发动机的推力调节，液体燃料可以中和喷管喉部120附近的富氧环境，减少喷管喉部120的烧蚀，保证燃烧室压强，确保发动机性能。可选地，二次流喷嘴140的数量为一个时，单边二次射流喷射可以使混合流燃气170进行矢量偏转，从而实现推力矢量控制。可选地，二次流喷嘴140的数量为多个时，通过控制各个二次流喷嘴140的参数可以使混合流燃气170进行矢量偏转，从而实现推力矢量控制。
采用本实施例所述气动变喉部喷管装置的优点为：
1、可适用于燃烧室压强范围变化不大的固液混合火箭发动机，保证固液混合火箭发动机推力调节过程中燃烧室压强不变，减少因推力调节带来的压强变化导致的比冲损失。
2、二次射流喷射液体燃料(例如液体甲烷等)可以消耗火箭发动机工作过程中残存的氧化剂，提高整体比冲，提高发动机性能。
3、二次射流喷射液体燃料(例如液体甲烷等)可以中和喷管喉部120的富氧环境，提供液膜和气膜冷却，可减少喷管喉部120烧蚀，进而提高喷管喉部120的效率。
4、便于更准确进行推力大小和矢量控制；可以通过改变二次流喷嘴140喷射的喷射工质(二次射流)的参数，如喷射工质的流量、喷射工质的喷射方式、喷射工质的喷射角度和喷射工质的喷射位置等，可对发动机推力大小与推力矢量进行更加精准控制。
例2，二次流喷嘴140的喷射工质为液体氧化剂。
现有技术中，固液混合火箭发动机的变喉径喷管装置以针栓式为主；针栓式变喉径喷管通过气腔压力和弹簧力作用改变针栓位置，进而改变喷管的喉部直径，通过控制喷管的喉部直径的变化来改变燃烧室的压力，从而实现燃烧室压力以及燃烧室压力变化速率的控制，进而实现推力调节。例如，专利申请CN107218156A-固液混合火箭发动机针栓式变喉径喷管装置，其针栓包括依次连接的半球头、锥形段、细段、粗段和弹簧定位凸台，细段滑动安装在针栓配合段上，锥形段穿过燃气腔悬置在喷管的管口内，粗段滑动设置在高压气腔内，粗段与高压气腔之间形成限位台阶，弹簧套在弹簧定位凸台上并与端盖相抵靠，实现燃烧室压力及其变化速率的控制。
然而现有的变喉径喷管装置具有如下问题：
1、现有固液混合火箭发动机变喉径喷管装置多以针栓式为主，其机械结构复杂，伺服驱动、传动机构尺寸和质量大。
2、现有固液混合火箭发动机变喉径喷管装置处在高温环境下，喉栓烧蚀严重，导致其可靠性较低，不适合长时间工作。
3、现有固液混合火箭发动机变喉径喷管装置无法实现推力矢量控制。
本实施例所述气动变喉部喷管装置，用于固液混合火箭发动机，通过在喷管喉部120喷射液体氧化剂作为二次射流，使二次射流与气流通道150内的主流相互作用，从而改变主流的喉部形状和流通面积，达到改变主流的流量、推力大小和方向的目的。
参见图3和图4所示，常见的固液火箭发动机的固体燃料推进剂在液体氧化剂过氧化氢的催化下燃烧产生主动流燃气160(也即气流通道150内的主流)，进入喷管收敛段110。此时，将液体氧化剂(例如过氧化氢等)通过管路引入二次流喷嘴140中，使其喷射入喷管喉部120，在高温下液体氧化剂分解为氧气(例如在高温下，二次流喷嘴140喷射的过氧化氢分解为氧气与水蒸气)，在喷射后与主动流燃气160挤压相互作用，改变喷管喉部120的有效面积，在改变主流的流量的同时调整固液火箭发动机燃烧室压强，可使喷管装置在不同工况下时刻保持最优的膨胀比，最终混合流燃气170从喷管扩张段130喷出，转化为发动机的推力。与未喷入二次射流液体氧化剂相比，喷射入二次射流可以实现固液混合火箭发动机的推力调节，且对燃烧室压强进行了补充，保证了发动机性能。可选地，二次流喷嘴140的数量为一个时，单边二次射流喷射可以使混合流燃气170进行矢量偏转，从而实现推力矢量控制。可选地，二次流喷嘴140的数量为多个时，通过控制各个二次流喷嘴140的参数可以使混合流燃气170进行矢量偏转，从而实现推力矢量控制。
采用本实施例所述气动变喉部喷管装置的优点为：
1、与针栓式变喉部喷管装置相比，无需喷管装置内部复杂的机械结构即可实现喷管喉部120面积调整，其结构相对简单，尺寸质量较小。
2、无需考虑喷管装置内部元件的烧蚀，工作过程中可极大提高可靠性与稳定性，可应用于各种型号的固液混合火箭发动机。
3、喷射二次射流液体氧化剂可以弥补由于推力调节带来的燃烧室压强下降所带来的比冲损失，更好的保证了发动机性能。
4、可以通过改变二次流喷嘴140喷射的喷射工质(二次射流)的参数，如喷射工质的流量、喷射工质的喷射方式、喷射工质的喷射角度和喷射工质的喷射位置等，可实现在工作过程中液体氧化剂流量改变时燃烧室压强保持不变，使喷管装置一直维持最佳扩张比，可减少推力调节带来的比冲损失。
5、可通过喷射温度较低的二次射流液体氧化剂对喷管喉部120进行液膜冷却，降低主动流燃气160对喷管喉部120的冲刷作用，提高喷管装置效率。
本实施例还提供一种固液混合火箭发动机，包括上述任一项所述的气动变喉部喷管装置。该固液混合火箭发动机，通过在气动变喉部喷管装置喷管喉部120设置有与气流通道150连通的二次流喷嘴140，且喷射工质通过二次流喷嘴140在喷管喉部120对应的气流通道150内喷射形成二次射流，其结构相对简单，可在一定程度上使二次射流与气流通道150内的主流相互作用，从而改变主流的喉部形状和流通面积，进而达到改变主流的流量、推力大小和推力矢量的目的；通过采用液体燃料、液体氧化剂的喷射工质，可对喷管喉部120进行液膜冷却，极大降低了喷管喉部120的烧蚀程度，在一定程度上提高了喷管喉部120的可靠性和使用效率。
本实施例提供的固液混合火箭发动机，包括上述的气动变喉部喷管装置，上述所公开的气动变喉部喷管装置的技术特征也适用于该固液混合火箭发动机，上述已公开的气动变喉部喷管装置的技术特征不再重复描述。本实施例中所述固液混合火箭发动机具有上述气动变喉部喷管装置的优点，上述所公开的所述气动变喉部喷管装置的优点在此不再重复描述。
以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种气动变喉部喷管装置，用于固液混合火箭发动机，其特征在于，包括依次连接的喷管收敛段、喷管喉部和喷管扩张段；还包括依次贯穿所述喷管收敛段、所述喷管喉部和所述喷管扩张段的气流通道；
所述喷管喉部设置有与所述气流通道连通的二次流喷嘴；
所述二次流喷嘴连通有二次流供液管路；所述二次流供液管路内的喷射工质通过所述二次流喷嘴喷射至所述气流通道；
所述喷射工质包括液体燃料和/或液体氧化剂。
2.根据权利要求1所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述二次流喷嘴喷射的喷射工质的参数具有不同规格，以改变所述二次流喷嘴的截面积与所述喷管喉部对应的所述气流通道的最小截面积的比值；
和/或，所述二次流喷嘴喷射的喷射工质的参数具有不同规格，以改变所述气流通道内工质的流速和流向。
3.根据权利要求2所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述喷射工质的参数包括喷射工质的流量、喷射工质的喷射方式、喷射工质的喷射角度和喷射工质的喷射位置中的一种或者多种。
4.根据权利要求3所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述喷管收敛段对应的所述气流通道内的工质为主动流燃气；
所述喷管扩张段对应的所述气流通道内的工质为混合流燃气；
所述喷射工质的流量为所述主动流燃气的流量的10％-20％；
和/或，所述二次流喷嘴的截面积为所述喷管喉部对应的所述气流通道的最小截面积的5％-15％。
5.根据权利要求3所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述喷射工质的喷射方式包括连续喷射、周期喷射或者脉冲喷射；
或者，所述喷射工质的喷射角度为90°；
或者，所述喷射工质的喷射位置设置在所述喷管喉部的中轴面上。
6.根据权利要求1-5任一项所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述二次流喷嘴的数量为一个；
所述喷射工质为液体燃料或者液体氧化剂。
7.根据权利要求1-5任一项所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述二次流喷嘴的数量为多个；
所有所述二次流喷嘴的喷射工质为液体燃料或者液体氧化剂；
或者，部分所述二次流喷嘴的喷射工质为液体燃料，部分所述二次流喷嘴的喷射工质为液体氧化剂。
8.根据权利要求7所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，多个所述二次流喷嘴沿所述喷管喉部的周向均匀间隔设置。
9.根据权利要求1-5任一项所述的气动变喉部喷管装置，其特征在于，所述液体燃料包括液态甲烷或者液态煤油；
和/或，所述液体氧化剂包括液态过氧化氢、液氧或者液态四氧化二氮。
10.一种固液混合火箭发动机，其特征在于，包括如权利要求1-9任一项所述的气动变喉部喷管装置。
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