CN116816551A - 一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭发动机喷管，具体涉及一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了采用固定面积比的轴对称喷管在欠膨胀状态下会产生额外的性能损失，而采用大面积比喷管存在结构干涉，从而限制火箭综合性能提高的技术问题。本发明在原有的并联喷管的基础上，对外侧喷管进行了半延伸设计，从而达到增大外侧喷管面积比、提高火箭综合性能的目的，增大了火箭的有效迎风面积，能够在发动机摇摆时提供额外的侧向力矩，更有利于火箭飞行控制，并且具有结构简单、无作动机构、可靠性高等优点。半延伸喷管的型面采用特征线法设计，壁面冷却方案采用烧蚀冷却与辐射冷却相结合，与传统钟形喷管技术兼容性高，可实现性更强。

Description

一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机喷管，具体涉及一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法。

背景技术

作为火箭发动机的关键部件之一，喷管承担着将燃气喷出，从而获得推力的重任。喷管比冲决定了发动机的经济性，从而极大程度上影响了火箭的运载能力。当前火箭发动机常用固定面积比的轴对称喷管，此种喷管仅有一个设计状态。当喷管出口压力与环境大气压相等时，喷管处于性能最优的设计状态。然而火箭在飞行过程中环境压力变化范围较大，喷管不可能时刻处于或接近最佳的设计状态，从而导致喷管产生额外的性能损失，制约了火箭运载能力的提升。双钟形喷管、缝隙式喷管等高度补偿喷管具有多个设计状态，能够使喷管的有效出口压力在飞行过程中更加接近于环境压力，进而提高了火箭发动机在整个飞行剖面的综合性能。但是，这些高度补偿喷管的面积比均较大，容易产生结构干涉问题。

对当前的助推级火箭而言，为获得最大的起飞推力，喷管面积比被限制在保证出口压力和海平面大气压相近的程度。随着火箭的飞行，环境压力和喷管出口压力越来越不匹配，因喷管欠膨胀而导致的燃气性能损失也越来越大。对单喷管的助推级火箭而言，采用双钟形喷管、缝隙式喷管等高度补偿喷管能够较大程度上弥补其在飞行过程的性能损失。但对于并联的多喷管助推级火箭而言，完整的双钟形喷管、缝隙式喷管等高度补偿喷管因面积比的增大而存在结构干涉问题，限制了多喷管助推级火箭在整个飞行过程中性能的提高。同时，当RD-180、RD-170等多喷管火箭发动机应用于二级火箭时，需要加大喷管面积比以获得更高的比冲，但大面积比喷管也存在结构干涉的情况。因此，需要在避免结构干涉的前提下增大喷管面积比，从而提高多喷管火箭在飞行剖面内的综合性能。

发明内容

本发明的目的是解决采用固定面积比的轴对称喷管在欠膨胀状态下会产生额外的性能损失，而采用大面积比喷管又存在结构干涉，从而限制火箭综合性能提高的技术问题，而提供一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法。

为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：

一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特殊之处在于：包括半延伸喷管，以及N个相互并联的基础喷管，其中，N为大于等于2的整数；

定义：N个相互并联的基础喷管中位于外侧的基础喷管为外侧喷管；

所述外侧喷管的数量为M个，其中，M为大于等于2的整数，M≤N；

M个外侧喷管的出口端分别设置有一个所述半延伸喷管，每个半延伸喷管均位于所在外侧喷管出口端靠近外侧的周向位置；

所述半延伸喷管的型面，为外侧喷管的出口端全延伸喷管的周向裁剪型面；

所述全延伸喷管为采用特征线法设计的逆压梯度型喷管，且每个全延伸喷管的出口截面均与其相邻的全延伸喷管的出口截面两两相交；

所述周向裁剪型面为出口截面相交内角对应的外侧周向裁剪型面；

所述出口截面相交内角是指其中一个全延伸喷管出口截面和与其相邻的全延伸喷管出口截面的两条相交线组成的角；

N个所述基础喷管出口截面的面积为火箭发动机在海平面工作条件下的有效膨胀面积；N个所述基础喷管和M个半延伸喷管出口截面的总面积为发动机在高空条件下的有效膨胀面积；M个所述基础喷管与M个半延伸喷管的连接处为海平面状态下分离点所在位置的型面转折点。

进一步地，N个基础喷管包括一个中心喷管和M个外侧喷管，M＝N-1；

所述中心喷管位于N个基础喷管的中心位置，M个外侧喷管位于中心喷管的外侧。

进一步地，所述N＝7，M＝6。

进一步地，N个所述基础喷管均为单钟形喷管。

进一步地，M个所述半延伸喷管的壁面为高温合金或复合材料，其内壁面设置有烧蚀涂层。

进一步地，M个所述半延伸喷管的压升幅值为5kPa～10kPa。

进一步地，M个所述半延伸喷管的长度为对应面积比15°锥形喷管长度的70％～80％。

一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的设计方法，用于设计上述的带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特殊之处在于，包括以下步骤：

步骤1、按照预设要求设计N个相互并联的基础喷管，N个相互并联的基础喷管之间按照预设要求留有等同的间隙；

步骤2、采用特征线法对N个所述基础喷管中M个外侧喷管的型面进行逆压梯度的全延伸喷管型面设计，获得M个全延伸喷管；每个所述全延伸喷管6的出口截面均与其相邻的全延伸喷管6的出口截面两两相交；

步骤3、沿全延伸喷管出口截面的相交线对其进行裁剪，所述全延伸喷管的出口截面相交内角对应的外侧周向裁剪型面为半延伸喷管的型面，获得M个半延伸喷管。

与现有技术相比，本发明具有的有益技术效果如下：

1、本发明提供的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其在原有的并联喷管的基础上，对外侧喷管进行了额外的半延伸设计，从而达到增大外侧喷管面积比、提高火箭综合性能的目的，并且减少了因喷管欠膨胀而导致的燃气性能损失，增大了火箭的有效迎风面积，能够在发动机摇摆时提供额外的侧向力矩，更有利于火箭飞行控制，结构简单、可靠性高；

2、本发明提供的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，半延伸喷管的型面采用特征线法设计，壁面冷却方案采用烧蚀冷却与辐射冷却相结合，与传统钟形喷管技术兼容性高，可实现性更强。

附图说明

图1为本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的总体结构示意图；

图2为本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的底部结构示意图；

图3为本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的半延伸喷管结构设计示意图；

图4为本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的半延伸喷管结构示意图；

图5为本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管在海平面条件下的尾焰流场中心截面马赫数云图；

图6为本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管在真空条件下的尾焰流场中心截面马赫数云图；

图7为本发明采用的基础喷管与本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的综合性能对比曲线图；

附图标记说明如下：

1-基础喷管，2-半延伸喷管，3-外侧喷管，4-中心喷管，5-型面转折点，6-全延伸喷管，7-全延伸喷管出口截面，8-出口截面相交内角。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管及其设计方法作进一步详细说明。本领域技术人员应当理解的是，这些实施方式仅仅用来解释本发明的技术原理，目的并不是用来限制本发明的保护范围。

一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，包括半延伸喷管2，以及N个相互并联的基础喷管1，其中，N为大于等于2的整数。将N个相互并联的基础喷管1中位于外侧的基础喷管1定义为外侧喷管3，外侧喷管3的数量为M个，其中，M为大于等于2的整数，M≤N。M个外侧喷管3的出口端分别设置有一个半延伸喷管2，每个半延伸喷管2均位于所在外侧喷管3出口端靠近外侧的周向位置。

半延伸喷管2的型面为外侧喷管3的出口端全延伸喷管6的周向裁剪型面，全延伸喷管6为采用特征线法设计的逆压梯度型喷管，且每个全延伸喷管6的出口截面均与其相邻的全延伸喷管6的出口截面两两相交。周向裁剪型面为出口截面相交内角8对应的外侧周向裁剪型面，出口截面相交内角8是指其中一个全延伸喷管6出口截面和与其相邻的全延伸喷管6出口截面的两条相交线组成的角。其中，M个半延伸喷管2的出口截面不相交。

如图1、图2所示，在火箭发动机中，基础喷管1的数量通常多于三个，可将其分为外侧喷管3和中心喷管4，并且基础喷管1均为传统的单钟形喷管。N个基础喷管1包括一个中心喷管4和M个外侧喷管3，M＝N-1，中心喷管4位于N个基础喷管1的中心位置，M个外侧喷管3位于中心喷管4的外侧。

半延伸喷管2仅在外侧喷管3的基础上，额外转折延伸一部分型面。N个基础喷管1出口截面的面积为火箭发动机在海平面工作条件下的有效膨胀面积，N个基础喷管1和M个半延伸喷管2出口截面的总面积为发动机在高空条件下的有效膨胀面积，M个基础喷管1与M个半延伸喷管2的连接处为海平面状态下分离点所在位置的型面转折点5。

半延伸喷管2的壁面冷却方式为烧蚀冷却与辐射冷却相结合，即半延伸喷管2的壁面采用高温合金或复合材料，并在内壁面涂有烧蚀材料，以实现对喷管结构进行热防护的目的。

半延伸喷管2的型面设计原则为：采用特征线法，对基础喷管1的外侧喷管3进行逆压梯度的全延伸喷管6型面的设计，压升幅值在5kPa～10kPa范围内，而后对整个全延伸喷管6的型面进行裁剪。

本实施例还提供一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的设计方法，用于设计上述的带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，包括以下步骤：

步骤1、按照预设要求设计N个相互并联的基础喷管1，N个相互并联的基础喷管1之间按照预设要求留有等同的间隙；

步骤2、采用特征线法对M个外侧喷管3的型面进行逆压梯度的全延伸喷管型面设计，获得M个全延伸喷管6；每个全延伸喷管6的出口截面均与其相邻的全延伸喷管6的出口截面两两相交；

步骤3、沿全延伸喷管6出口截面的相交线对其进行裁剪，所述全延伸喷管6的出口截面相交内角8对应的外侧周向裁剪型面为半延伸喷管2的型面，获得M个半延伸喷管2。

如图3所示，本实施例中，半延伸喷管2的几何参数选取原则为：保证未裁剪的全延伸喷管6面积大到使得全延伸喷管出口截面7存在相交情况，并设计未裁剪的全延伸喷管6长度为对应面积比15°锥形喷管长度的70％～80％。而后，以出口截面相交内角8的范围对全延伸喷管6的型面进行裁剪，并保证裁剪后，剩余的半延伸喷管2型面的出口截面不存在相交现象，外侧喷管3进行半延伸设计后的结构如图4所示。

对多喷管火箭而言，仅对最外侧喷管3的外侧型面进行半延伸设计，外侧喷管3的内侧型面和中心喷管4均不作延伸设计。对外侧喷管3进行半延伸设计并不限于某一固定数目喷管的运载火箭，不少于两个喷管并联的运载火箭均能够进行外侧喷管3的外侧型面的半延伸设计。

半延伸喷管2在不改变火箭原有结构的同时，增大了气流膨胀的面积比。当火箭飞行在低空条件下，仅并联的基础喷管1满流，外侧的半延伸喷管处于对称的分离状态，有效抑制了侧向载荷。当火箭飞行在高空条件下，基础喷管1和半延伸喷管2均满流，有效提高了发动机性能。本发明提供的带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，能够有效提高发动机在整个飞行过程中的综合性能，同时能在发动机摇摆时为火箭提供额外的控制力矩，且具有结构简单、与传统喷管技术兼容性高、推广性和应用性强等优点。与变几何结构的高度补偿喷管相比，固定几何构型的半延伸喷管具有结构简单、无作动机构、可靠性高等优点。

图5、图6分别为海平面条件和真空条件下，外侧喷管半延伸的多喷管运载火箭尾焰流场中心截面的马赫数云图。从图中可以看出，本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，能够在海平面条件下对分离流动进行对称性控制，也能够在真空条件下增大燃气的膨胀程度。图7为本发明采用的基础喷管与本发明提出的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的综合性能对比曲线图，从图中可知外侧喷管半延伸后的火箭发动机综合性能显著提高，表明本发明公开的方案是切实可行的。

Claims (8)

1.一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：包括半延伸喷管(2)，以及N个相互并联的基础喷管(1)，其中，N为大于等于2的整数；

定义N个相互并联的基础喷管(1)中位于外侧的基础喷管(1)为外侧喷管(3)；

所述外侧喷管(3)的数量为M个，其中，M为大于等于2的整数，M≤N；

M个外侧喷管(3)的出口端分别设置有一个所述半延伸喷管(2)，每个半延伸喷管(2)均位于所在外侧喷管(3)出口端靠近外侧的周向位置；

所述半延伸喷管(2)的型面为外侧喷管(3)的出口端全延伸喷管(6)的周向裁剪型面；

所述全延伸喷管(6)为采用特征线法设计的逆压梯度型喷管，且每个全延伸喷管(6)的出口截面均与其相邻的全延伸喷管(6)的出口截面两两相交；

所述周向裁剪型面为出口截面相交内角(8)对应的外侧周向裁剪型面；

所述出口截面相交内角(8)是指其中一个全延伸喷管(6)出口截面和与其相邻的全延伸喷管(6)出口截面的两条相交线组成的角。

2.根据权利要求1所述的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：N个基础喷管(1)包括一个中心喷管(4)和M个外侧喷管(3)，M＝N-1；

所述中心喷管(4)位于N个基础喷管(1)的中心位置，M个外侧喷管(3)位于中心喷管(4)的外侧。

3.根据权利要求2所述的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：所述N＝7，M＝6。

4.根据权利要求1-3任一所述的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：N个所述基础喷管(1)均为单钟形喷管。

5.根据权利要求4所述的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：M个所述半延伸喷管(2)的壁面为高温合金或复合材料，其内壁面设置有烧蚀涂层。

6.根据权利要求5所述的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：M个所述半延伸喷管(2)的压升幅值为5kPa～10kPa。

7.根据权利要求6所述的一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于：M个所述半延伸喷管(2)的长度为对应面积比15°锥形喷管长度的70％～80％。

8.一种带有半延伸喷管的火箭发动机喷管的设计方法，用于设计如权利要求1-7任一所述的带有半延伸喷管的火箭发动机喷管，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、按照预设要求设计N个相互并联的基础喷管(1)，N个相互并联的基础喷管(1)之间按照预设要求留有等同的间隙；

步骤2、采用特征线法对M个外侧喷管(3)的型面进行逆压梯度的全延伸喷管型面设计，获得M个全延伸喷管(6)；每个所述全延伸喷管(6)的出口截面均与其相邻的全延伸喷管(6)的出口截面两两相交；

步骤3、沿全延伸喷管(6)出口截面的相交线对其进行裁剪，所述全延伸喷管(6)的出口截面相交内角(8)对应的外侧周向裁剪型面为半延伸喷管(2)的型面，获得M个半延伸喷管(2)。