CN115434828B - 一种可变扩张比火箭发动机喷管 - Google Patents

一种可变扩张比火箭发动机喷管 Download PDF

Info

Publication number
CN115434828B
CN115434828B CN202211264166.5A CN202211264166A CN115434828B CN 115434828 B CN115434828 B CN 115434828B CN 202211264166 A CN202211264166 A CN 202211264166A CN 115434828 B CN115434828 B CN 115434828B
Authority
CN
China
Prior art keywords
skirt
throat
common rail
spray pipe
expansion ratio
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202211264166.5A
Other languages
English (en)
Other versions
CN115434828A (zh
Inventor
郭宝俊
张通
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Xi'an Tanhuo Aerospace Technology Co ltd
Original Assignee
Xi'an Tanhuo Aerospace Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Xi'an Tanhuo Aerospace Technology Co ltd filed Critical Xi'an Tanhuo Aerospace Technology Co ltd
Priority to CN202211264166.5A priority Critical patent/CN115434828B/zh
Publication of CN115434828A publication Critical patent/CN115434828A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN115434828B publication Critical patent/CN115434828B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/97—Rocket nozzles
    • F02K9/972—Fluid cooling arrangements for nozzles
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)
  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)

Abstract

一种可变扩张比火箭发动机喷管，喉部和裙部以及圆柱形台阶连为一体构成中空收敛形喷管，裙部的外表面设置有若干组同心中空圆柱形台阶，圆柱形台阶内部空腔与裙部外表面形成若干组裙部共轨腔，裙部上与每组裙部共轨腔对应处加工有若干组裙部出气孔，喉部内部加工有1圈喉部共轨腔，喉部内侧壁上加工有喉部出气孔，喉部出气孔与喉部共轨腔相连通，裙部共轨腔、喉部共轨腔与高压冷却气体装置相连通，本发明通过控制各共轨腔内高压冷却气体的进气量实现扩张比实时调节，使喷管在不同压强环境下高效率工作，提高火箭发动机比冲。

Description

一种可变扩张比火箭发动机喷管
技术领域
本发明属于喷气推进装置技术领域，具体涉及到一种可变扩张比火箭发动机喷管。
背景技术
火箭发动机的喷管是将热能转换成动能的装置，喉部尺寸决定着火箭发动机的动力特性，可控制燃烧室的压力和燃气流率，对发动机的性能和工作安全性都有重要影响。
目前改变喷管扩张比常采用的方式是变喉径变扩张比，变喉径喷管结构多采用针栓结构和涡流阀结构，针栓喷管结构是通过电机或燃气驱动针栓棒在喷管喉部中间往复运动，实现对燃气流通通道的堵塞和开启，从而实现变喉径功能。这种结构多用于姿态控制或变轨控制发动机。涡流阀结构是将高压冷气流或热燃气流通过石墨阀的喉部切向孔喷入喉道，在喉道部为形成漩涡，形成气动缩颈喉道，实现喷管变喉径功能。该结构多用于变喉径理论与基础实验研究。变扩张比喷管结构多用于高轨发动机的可延伸扩张锥。针栓喷管结构目前多采用电机驱动控制，存在电机外置、驱动结构复杂、成本高、控制模块复杂等缺点；涡流阀喷管结构多采用冷气或热燃气涡流驱动，存在喉衬结构复杂、加工困难，驱动气流管路外置、防热与结构复杂，气流控制阀门精度不高等缺点，限制了涡流阀在工程领域的应用；而可延伸出口锥已经在高轨道发动机上得到较广泛的应用，但其存在的驱动结构重量附加问题一直存在。
现有单扩张比喷管一般取偏向于真空的扩张比，即舍弃了两端的工作效率。气动塞式喷管可以根据燃烧室的压强适应喷管的扩张比，但是其存在结构质量重或回流损失；专利CN 114251196 A通过燃气与喷管尾部材料的燃烧消耗来扩大喷管出口截面积，从而调大扩张比，但其不可重复利用。专利CN 110594044 B中的柔性延伸喷管通过设计多级钟型延伸段，随着飞行高度升高而展开，可实现扩张比多级调节，但需要耐高温的高成本柔性材料，同时很难实现重复使用。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于克服上述现有技术的不足,提供一种结构简单、低成本、高效率、可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管。
解决上述技术问题采用的技术方案是：一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：喉部和裙部以及圆柱形台阶连为一体构成中空收敛形喷管，裙部的外表面设置有若干组同心中空圆柱形台阶，圆柱形台阶内部空腔与裙部外表面形成若干组裙部共轨腔，裙部上与每组裙部共轨腔对应处加工有若干组裙部出气孔，喉部内部加工有1圈喉部共轨腔，喉部内侧壁上加工有喉部出气孔，喉部出气孔与喉部共轨腔相连通，裙部共轨腔、喉部共轨腔与高压冷却气体装置相连通。
本发明的裙部共轨腔的截面形状为直角三角形，喉部共轨腔的截面形状为圆角矩形。
本发明的裙部共轨腔与喷管中心线垂直的边上设置有进气口，进气口通过管道与高压冷却气体装置相连通。
本发明的裙部共轨腔斜边对应的裙部上360°相位内均布加工有3～6组裙部出气孔，相邻裙部出气孔之间的距离相等。
本发明的裙部出气孔的中心线与裙部的母线相互垂直。
本发明的若干组裙部共轨腔的体积相同。
本发明的裙部燃气通道内表面为呈直线状圆锥面，喉部燃气通道内表面为圆弧曲线光滑曲面。
本发明的裙部与喉部内表面连接处光滑过渡，无台阶或凹坑。
本发明的喷管燃气通道内的高温高压燃气与裙部出气孔和喉部出气孔进入的冷却高压气体作用形成高压气膜，高压气膜与燃气的分界面为实际决定喷管效率的气动型面，气动型面的收敛度决定喷管的扩张比。
本发明的有益效果如下：
1、本发明的喷管上设置有喉部共轨腔和裙部共轨腔，对应加工有裙部出气孔和喉部出气孔，高压冷却气体进入裙部共轨腔和喉部共轨腔，经裙部出气孔和喉部出气孔均匀分散后喷入喷管，与喷管燃气通道内的高温高压燃气作用形成高压气膜，高压气膜与燃气的分界面即为气动型面，通过控制高压冷却气体在裙部共轨腔和喉部共轨腔内的进气量控制气动型面，实现扩张比实时调节，以适应喷管出口压强的变化，实现外界高压强时，喷管扩张比较小，外界低压强时，喷管扩张比相应增大，使喷管在不同压强环境下高效率工作，提高火箭发动机比冲。
2、本发明的喷管燃气通道内形成的高压气膜有很好的隔热作用，避免高温燃气对喷管的烧蚀损坏，提高了喷管使用的可重复性。
3、本发明的喷管形成的高压气膜有隔热作用的特性，使喷管不需要由耐高温的高成本柔性材料制作，可以采用更低成本的材料制作。
附图说明
图1是本发明结构示意图。
图2是图1的主视图。
图3是图2的剖视图。
图4是图3中冷却气体和燃气作用示意图。
图中：1、喉部；2、圆柱形台阶；3、裙部；4、喉部共轨腔；5、裙部共轨腔；6、进气口；a、裙部出气孔；b、喉部出气孔。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细说明，但本发明不限于这些实施例。
实施例1
在图1、2、3、4中，本发明涉及的一种可变扩张比火箭发动机喷管,喷管由喉部1、圆柱形台阶2、裙部3连为一体构成，呈圆锥形收敛。裙部3的外表面设置有若干组同心中空圆柱形台阶2，圆柱形台阶2内部空腔与裙部3的外表面形成若干组裙部共轨腔5，裙部共轨腔5的截面形状为直角三角形，裙部共轨腔5与喷管中心线垂直的边上设置有进气口6，进气口6通过管道与高压冷却气体装置相连通，每组裙部共轨腔5的体积相同，裙部3上与每组裙部共轨腔5对应处加工有若干组裙部出气孔a，进一步地，本实施例的裙部共轨腔5斜边对应的裙部3上360°相位内均布加工有3～6组裙部出气孔a，相邻裙部出气孔a之间的距离相等，裙部出气孔a的中心线与裙部3的母线相互垂直，保证从裙部共轨腔5进入喷管内部的气体被均匀分散，裙部共轨腔5喷出的高压冷却气体垂直于高温高压气流方向，气流降低了粒子速度，减缓了高温高压气流对裙部的冲击，同时形成指定形状的气动型面7。
喉部1内部加工有1圈喉部共轨腔4，喉部共轨腔4的截面形状为圆角矩形。喉部1内侧壁上360°相位内均布加工有3～6组喉部出气孔b，喉部出气孔b与喉部共轨腔4 相连通，喉部共轨腔4与高压冷却气体装置相连通，喉部出气孔b均匀喷出高压冷却气体，工作时与高温高压气流在喉部1位置的交界面直径即为等效喉径，根据实际喷管烧蚀情况，控制高压冷却气体的进气量和压力，可以保证等效喉径处于有效直径范围。喷管内的高温高压燃气与裙部出气孔a和喉部出气孔b进入的冷却高压气体作用形成高压气膜，高压气膜与燃气的分界面为实际决定喷管效率的气动型面7，气动型面7的收敛度决定喷管的扩张比。喷管内形成的高压气膜一方面对喷管内表面具有冷却作用，可以减小喷管绝热层的设计，减小消极质量，另一方面通过控制不同共轨腔处的高压冷却气体的进气量，控制高压气膜的厚度，进而实现喷管扩张比的实时调节。
优选地，裙部3燃气通道内表面为呈直线状圆锥面，喉部1燃气通道内表面为圆弧曲线光滑曲面，裙部3与喉部1内表面连接处光滑过渡，无台阶或凹坑。保证燃气通道为光滑面，与高压冷却气体作用后形成光滑的气动型面7。
本发明的工作原理如下：
实际中，控制系统根据标定的数据进行分析并控制高压冷却气体在不同共轨腔处的进气量和压力，喷管内部形成对应气膜，即气动型面，实现对应环境压强的喷管扩张比调节。本发明的扩张比与海拔高度成正比，即火箭从地面起飞时，环境压强较大，起飞后，随着高度增加，环境压强减小，冷却气体气膜厚度变薄，扩张比逐渐增大，真空时，无需冷却气体即为真空扩张比，火箭回收降落过程与之相反。

Claims (5)

1.一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：喉部（1）和裙部（3）以及圆柱形台阶（2）连为一体构成中空收敛形喷管，裙部（3）的外表面设置有若干组同心中空圆柱形台阶（2），圆柱形台阶（2）内部空腔与裙部（3）外表面形成若干组裙部共轨腔（5），裙部（3）上与每组裙部共轨腔（5）对应处加工有若干组裙部出气孔（a），喉部（1）内部加工有1圈喉部共轨腔（4），喉部（1）内侧壁上加工有喉部出气孔（b），喉部出气孔（b）与喉部共轨腔（4）相连通，裙部共轨腔（5）、喉部共轨腔（4）与高压冷却气体装置相连通；所述的喷管燃气通道内的高温高压燃气与裙部出气孔（a）和喉部出气孔（b）进入的冷却高压气体作用形成高压气膜，高压气膜与燃气的分界面为实际决定喷管效率的气动型面（7），气动型面（7）的收敛度决定喷管的扩张比；
所述的裙部共轨腔（5）斜边对应的裙部（3）上360°相位内均布加工有3～6组裙部出气孔（a），相邻裙部出气孔（a）之间的距离相等；
所述的裙部出气孔（a）的中心线与裙部（3）的母线相互垂直；
所述的若干组裙部共轨腔（5）的体积相同。
2.根据权利要求1所述的一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：所述的裙部共轨腔（5）的截面形状为直角三角形，喉部共轨腔（4）的截面形状为圆角矩形。
3.根据权利要求2所述的一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：所述的裙部共轨腔（5）与喷管中心线垂直的边上设置有进气口（6），进气口（6）通过管道与高压冷却气体装置相连通。
4.根据权利要求1所述的一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：所述的裙部（3）燃气通道内表面为呈直线状圆锥面，喉部（1）燃气通道内表面为圆弧曲线光滑曲面。
5.根据权利要求1所述的一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：所述的裙部（3）与喉部（1）内表面连接处光滑过渡，无台阶或凹坑。
CN202211264166.5A 2022-10-17 2022-10-17 一种可变扩张比火箭发动机喷管 Active CN115434828B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211264166.5A CN115434828B (zh) 2022-10-17 2022-10-17 一种可变扩张比火箭发动机喷管

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211264166.5A CN115434828B (zh) 2022-10-17 2022-10-17 一种可变扩张比火箭发动机喷管

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN115434828A CN115434828A (zh) 2022-12-06
CN115434828B true CN115434828B (zh) 2023-08-29

Family

ID=84250460

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211264166.5A Active CN115434828B (zh) 2022-10-17 2022-10-17 一种可变扩张比火箭发动机喷管

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115434828B (zh)

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2471486A1 (fr) * 1979-12-08 1981-06-19 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif pour le refroidissement de la tuyere de poussee d'un propulseur-fusee
CN103742296A (zh) * 2013-12-23 2014-04-23 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种气膜冷却喷管
CN106762218A (zh) * 2017-01-05 2017-05-31 南京工业职业技术学院 一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法及喷管
CN109357288A (zh) * 2018-11-21 2019-02-19 贵州智慧能源科技有限公司 能够处理复杂组分的火箭发动机燃烧器及动力驱动装置
CN114251196A (zh) * 2021-09-26 2022-03-29 北京中科宇航技术有限公司 一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管
CN114810430A (zh) * 2022-04-12 2022-07-29 南京航空航天大学 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法
CN114896685A (zh) * 2022-04-12 2022-08-12 南京航空航天大学 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构设计方法

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7464535B2 (en) * 2004-06-29 2008-12-16 Honeywell International Inc. Rocket motor nozzle throat area control system and method

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2471486A1 (fr) * 1979-12-08 1981-06-19 Messerschmitt Boelkow Blohm Dispositif pour le refroidissement de la tuyere de poussee d'un propulseur-fusee
CN103742296A (zh) * 2013-12-23 2014-04-23 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种气膜冷却喷管
CN106762218A (zh) * 2017-01-05 2017-05-31 南京工业职业技术学院 一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法及喷管
CN109357288A (zh) * 2018-11-21 2019-02-19 贵州智慧能源科技有限公司 能够处理复杂组分的火箭发动机燃烧器及动力驱动装置
CN114251196A (zh) * 2021-09-26 2022-03-29 北京中科宇航技术有限公司 一种单室双推力固体火箭发动机可变扩张比喷管
CN114810430A (zh) * 2022-04-12 2022-07-29 南京航空航天大学 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法
CN114896685A (zh) * 2022-04-12 2022-08-12 南京航空航天大学 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构设计方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN115434828A (zh) 2022-12-06

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104632411B (zh) 采用二元变几何方式的内乘波型涡轮基组合动力进气道
CN108195544B (zh) 一种脉冲型风洞串列喷管
CN108999725B (zh) 一种带双钟型引射套管的引射喷管
CN114572387B (zh) 一种用于高超声速尖锥体飞行器的顺向喷流减阻防热方法
CN106762218A (zh) 一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的方法及喷管
CN113236424B (zh) 一种双下侧后置超声速进气道
CN203441627U (zh) 超声速/高超声速飞行器发动机过膨胀喷管旁路式装置
US20160090174A1 (en) Reaction drive blade tip with turning vanes
CN102893009B (zh) 降低飞机推进发动机喷流所排放噪声的装置
CN113090411B (zh) 一种带扰流肋-气膜冷却结构的三涵道s弯喷管
CN115434828B (zh) 一种可变扩张比火箭发动机喷管
CN108860663B (zh) 一种频率可控的自维持高速射流激励器
US10377475B2 (en) Nozzles for a reaction drive blade tip with turning vanes
US9849975B2 (en) Deflection cone in a reaction drive helicopter
CN112498658A (zh) 一种可调式高超声速飞行器主动热防护系统
CN108240898A (zh) 一种脉冲型风洞串列喷管
CN205422837U (zh) 一种带有动叶片前部消涡孔结构的变几何涡轮
CN207161224U (zh) 一种提高脉冲爆轰发动机推力系数的非定常环形射流喷管
CN211975175U (zh) 一种带环向自适应引流管的三维内转进气道
CN114893429A (zh) 基于激波减速效应的压气机间隙泄漏流控制方法及压气机
CN114046211A (zh) 一种带有双扩张段的组合动力可调喷管
CN115434829B (zh) 一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件
CN110588956A (zh) 一种吹气式舵效增益装置
CN111878253A (zh) 波瓣式火箭喷嘴以及火箭基组合循环推进系统
CN112324518A (zh) 具有基于涡流效应内冷通道的涡轮叶片

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant