CN117195388A - 一种大面积比低空满流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及其设计方法，具体涉及一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管及其设计方法，解决了现有的喷管在低空膨胀状态下会产生流动分离现象，危及喷管结构、影响火箭入轨精度，或者在模态转换过程中的性能难以预测，使火箭飞行控制困难的技术问题。本发明提供的火箭发动机喷管设计方法，在最大推力喷管型面的基础上，采用控制压力型面设计方法，通过寻找控制压力型面起始点及控制压力型面起始线、控制壁面压力分布、设计壁面单元点及其右行特征线、截取基础喷管段型面来保证喷管出口的壁面压力不低于分离临界压力，使喷管在低空状态下也处于满流状态，避免出现模态转换过程，从而保证喷管在获得高性能的同时，兼具较高的可靠性。

Description

一种大面积比低空满流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及其设计方法，具体涉及一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管及其设计方法。

背景技术

喷管作为火箭发动机产生推力的重要组件之一，其工作性能的高低直接影响到发动机推力的大小。对于当前火箭发动机常用的固定面积比的轴对称喷管而言，其在低空的过膨胀状态下易产生流动分离现象，而流动分离往往是非对称的，易给喷管带来有害的侧向载荷，从而危及喷管结构，并且影响火箭入轨精度。工程设计中常采用限制喷管面积比的方式避免喷管过膨胀状态下的流动分离现象，但这种方式也同时制约了发动机性能的发挥。

双钟形喷管、缝隙式喷管、膨胀偏流喷管、塞式喷管等高度补偿喷管能够在一定程度上对大面积比喷管在低空过膨胀状态下的流动分离现象进行控制，从而减小此阶段的侧向载荷，保证发动机在高空状态下具有较高的性能，但这些高度补偿喷管均无法避免流动分离现象及工作模态转换过程中不确定现象的出现。

事实上，在模态转换过程中，双钟形喷管等高度补偿喷管的流动处于非受控状态，易造成较大的侧向载荷。此外，高度补偿喷管的性能在模态转换过程中存在一定的骤降现象，下降的幅值往往难以预测，给火箭飞行的控制带来困难。

发明内容

本发明的目的是解决现有的喷管在低空膨胀状态下会产生流动分离现象，危及喷管结构、影响火箭入轨精度，或者在模态转换过程中的性能难以预测，使火箭飞行控制困难的技术问题，而提供一种大面积比低空满流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：

一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：

步骤1、根据设计要求在最大推力喷管的扩张段上确定喷管出口位置，并在最大推力喷管的扩张段上取一点作为控制压力型面起始点；

步骤2、通过特征线法计算控制压力型面起始点发出的右行特征线，所述右行特征线为控制压力型面起始线；

步骤3、使控制压力段的壁面压力在控制压力型面起始点的压力和分离临界压力间呈线性分布；

步骤4、根据控制压力段的壁面压力和绝热等熵关系式计算壁面流体相应的速度分布，包括壁面单元点的x轴坐标和壁面流体在壁面单元点位置的速度大小；

步骤5、根据步骤1确定的喷管出口位置、步骤2得到的控制压力型面起始线和步骤4得到的壁面流体相应的速度分布，计算控制压力段型面的壁面单元点的y轴坐标、壁面流体在壁面单元点位置的速度方向，以及控制压力型面特征线网，从而得到喷管出口半径及喷管面积比；

步骤6、计算步骤5得到的喷管出口半径与设计要求的喷管出口半径、步骤5得到的喷管面积比与设计要求的喷管面积比的误差，若误差均小于等于1％，则进行步骤7，此时得到的壁面单元点及控制压力型面特征线网构成的型面为控制压力段的型面；

否则，在最大推力喷管的扩张段上重新选择一点作为控制压力型面起始点，返回步骤2；

步骤7、截取最大推力喷管在控制压力型面起始点前的型面作为收缩段和基础喷管段的型面，所述收缩段和基础喷管段的型面、控制压力段的型面构成大面积比低空满流的火箭发动机喷管的型面。

进一步地，所述步骤5具体为：

5.1、根据步骤4得到的壁面流体相应的速度分布，以步骤2得到的控制压力型面起始线为基础，计算控制压力型面起始线的壁面单元点的y轴坐标及壁面流体在壁面单元点位置的速度方向；

5.2、根据步骤5.1得到的控制压力型面起始线的壁面单元点的y轴坐标及壁面流体在壁面单元点位置的速度方向，计算控制压力型面起始线的壁面单元点发出的壁面单元点右行特征线；

5.3、以步骤5.2得到的壁面单元点右行特征线为基础，按照步骤5.1-步骤5.2的方法，计算所有壁面单元点及壁面单元点右行特征线，直至壁面单元点右行特征线达到喷管出口位置，得到此时的喷管出口半径及喷管面积比；所有壁面单元点右行特征线构成控制压力型面特征线网。

进一步地，所述步骤5.1具体为：

联立以下方程，求解控制压力型面起始线的壁面单元点的y轴坐标，以及壁面流体在壁面单元点位置的速度方向：

其中，y为控制压力型面起始线的壁面单元点的y轴坐标，x为控制压力型面起始线的壁面单元点的x轴坐标，θ为壁面流体在壁面单元点位置的速度方向与x轴的夹角，λ为特征线斜率，μ为气流马赫角，符号“±”和“”在左行特征线时取“+”、在右行特征线时取“-”，V为壁面流体在壁面单元点位置的速度大小。

进一步地，步骤3中，所述控制压力段的壁面压力如以下公式所示：

其中，p_w(x)表示控制压力段的壁面压力，x为控制压力型面起始线的壁面单元点的x轴坐标，p_w(L_i)为控制压力型面起始点的压力，L_i为控制压力型面起始点的横坐标，L_t为基础喷管段和控制压力段的总长度，p_sep为分离临界压力。

一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管，采用上述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法设计，其特殊之处在于：包括收缩段和扩张段；

所述扩张段包括基础喷管段和控制压力段；

所述收缩段、基础喷管段和控制压力段依次固定连接；

所述收缩段和基础喷管段的型面为最大推力喷管扩张段的截短型面。

进一步地，所述控制压力段出口点的壁面压力大于等于临界分离压力。

进一步地，所述扩张段的长度为等面积比15°锥形喷管长度的75％～80％。

进一步地，所述扩张段的型面采用经典Rao氏最大推力喷管型面。

与现有技术相比，本发明具有的有益技术效果如下：

本发明提供的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管设计方法，在最大推力喷管型面的基础上，采用控制压力段型面设计方法，保证喷管出口的壁面压力不低于分离临界压力，使得大面积比喷管在低空状态下也处于满流状态，避免了模态转换过程的出现，从而保证喷管在获得高性能的同时，兼具较高的可靠性。

附图说明

图1为本发明提供的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管整体结构示意图；

图2为本发明提供的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管设计方法中控制压力段型面的设计流程图；

图3为本发明提供的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管设计方法中控制压力段型面的设计示意图；

图4为本发明提供的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管设计方法中控制压力段型面的壁面单元点求解示意图；

图5为采用本发明提供的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管设计方法得到的喷管型面的仿真壁面压力分布曲线图；

图6为采用本发明提供的设计方法得到的喷管型面在海平面状态的马赫数分布图；

图7为低空满流的大面积比喷管与不发生分离的最大推力喷管的工作比冲特性对比图；

附图标记说明如下：

1-收缩段，2-扩张段，3-基础喷管段，4-控制压力段，5-喷管喉道截面，6-喷管出口截面，7-控制压力型面起始点，8-控制压力型面起始线，9-壁面单元点，10-壁面单元点右行特征线，11-控制压力型面特征线网。

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大面积比低空满流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。

一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管，如图1所示，包括收缩段1和扩张段2。扩张段2包括基础喷管段3和控制压力段4，收缩段1、基础喷管段3和控制压力段4依次固定连接。收缩段1与基础喷管段3的连接处截面形成喷管喉道截面5，控制压力段4的出口截面为喷管出口截面6。收缩段1和基础喷管段3的型面为最大推力喷管扩张段的截短型面，控制压力段4出口点的壁面压力大于等于临界分离压力。

本实施例提供的火箭发动机喷管的面积比ε比给定燃烧室压力p_c下不产生分离的传统喷管最大面积比大20，扩张段2的长度L_t为等面积比15°锥形喷管长度的75％～80％，型面采用经典Rao氏最大推力喷管型面。

本实施例还提供一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法，主要包括控制压力型面起始点7及控制压力型面起始点线8的设计、控制压力段4型面的壁面压力分布的控制方法、控制压力段4型面的壁面单元点9及壁面单元点右行特征线10的设计、控制压力段4的型面及控制压力型面特征线网11的设计、收缩段1和基础喷管段3型面的截取等，如图2-图4所示，包括以下步骤：

步骤1、根据设计要求在最大推力喷管的扩张段上确定喷管出口位置，并在最大推力喷管的扩张段上取一点作为控制压力型面起始点7。

步骤2、通过特征线法计算控制压力型面起始点7发出的右行特征线，所述右行特征线为控制压力型面起始线8。

步骤3、控制压力段4壁面压力的控制方法：使控制压力段4的壁面压力在控制控制压力型面起始点7的压力和分离临界压力间呈线性分布，如以下公式所示：

其中，p_w(x)表示控制压力段4的壁面压力，p_w(L_i)为控制压力型面起始点7的压力，x为控制压力型面起始线8的壁面单元点9的x轴坐标，L_i为控制压力型面起始点7的横坐标，L_t为扩张段2的长度，p_sep为分离临界压力。

步骤4、根据控制压力段4的壁面压力和绝热等熵关系式计算壁面流体相应的速度分布，包括壁面单元点9的x轴坐标和壁面流体在壁面单元点位置的速度大小。

步骤5、根据步骤1确定的喷管出口位置、步骤2得到的控制压力型面起始线8和步骤4得到的壁面流体相应的速度分布，计算控制压力段4型面的壁面单元点9的y轴坐标、壁面流体在壁面单元点9位置的速度方向，以及控制压力型面特征线网11，从而得到喷管出口半径及喷管面积比，具体为：

5.1、根据步骤4得到的壁面流体相应的速度分布，以步骤2得到的控制压力型面起始线8为基础，计算控制压力型面起始线8的壁面单元点9的y轴坐标、壁面流体在壁面单元点9位置的速度方向，具体为：

联立以下方程，求解控制压力型面起始线8的壁面单元点9的y轴坐标，以及壁面流体在壁面单元点位置的速度方向：

其中，y为控制压力型面起始线8的壁面单元点9的y轴坐标，x为控制压力型面起始线8的壁面单元点9的x轴坐标，θ为壁面流体在壁面单元点位置的速度方向与x轴的夹角，λ为特征线斜率，μ为气流马赫角，符号“±”和“”在左行特征线时取“+”、在右行特征线时取“-”，V为壁面流体在壁面单元点9位置的速度大小；

5.2、根据步骤5.1得到的控制压力型面起始线8的壁面单元点9的坐标及其速度方向计算控制压力型面起始线8的壁面单元点9发出的壁面单元点右行特征线10；

5.3、以步骤5.2得到的壁面单元点右行特征线10为基础，按照步骤5.1-步骤5.2的方法，计算所有壁面单元点9及其壁面单元点右行特征线10，直至壁面单元点右行特征线10达到喷管出口位置，得到此时的喷管出口半径及喷管面积比；所有壁面单元点右行特征线10构成控制压力型面特征线网11。

步骤6、计算步骤5得到的喷管出口半径与设计要求的喷管出口半径、步骤5得到的喷管面积比与设计要求的喷管面积比的误差，若步骤5得到的喷管出口半径及面积比ε'与设计要求的喷管出口半径及面积比的误差均小于等于1％，则进行步骤7，此时得到的壁面单元点9及壁面单元点右行特征线10构成的型面为控制压力段4的型面；

若步骤5得到的喷管出口半径及面积比与设计要求的喷管出口半径及面积比的误差大于1％，则在最大推力喷管的扩张段上重新选择一点作为控制压力型面起始点7，返回步骤2，直至得到的喷管出口半径及面积比与设计要求的喷管出口半径及面积比的误差均小于等于1％，进行步骤7。

步骤7、截取最大推力喷管在控制压力型面起始点7前的型面作为收缩段1和基础喷管段3的型面，收缩段1和基础喷管段3的型面、控制压力段4的型面构成大面积比低空满流的火箭发动机喷管的型面。

图5和图6分别为采用本实施例提供的火箭发动机喷管设计方法设计得到的面积比为63的大面积比低空满流低空满流喷管的壁面压力分布图及海平面状态的马赫数分布图。从图中可以看出，本发明提出的设计方法能够有效控制喷管出口及扩张段后半部分的压力分布，使其大于分离临界压力，避免了喷管内流动分离的出现，充分实现了设计目的。

图7为本发明设计得到的面积比为63的大面积比低空满流低空满流喷管和面积比为40的最大推力喷管的工作比冲特性对比图，其中，TOC表示最大推力喷管，TOC_ε40表示面积比为40的最大推力喷管，FFN_ε63表示本发明设计得到的面积比为63的大面积比低空满流喷管。从图中可知，大面积比的低空满流喷管能够显著提高发动机高空及真空比冲。

Claims (8)

1.一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法，其特征在于，包括以下步骤：

步骤1、根据设计要求在最大推力喷管的扩张段上确定喷管出口位置，并在最大推力喷管的扩张段上取一点作为控制压力型面起始点(7)；

步骤2、通过特征线法计算控制压力型面起始点(7)发出的右行特征线，所述右行特征线为控制压力型面起始线(8)；

步骤3、使控制压力段(4)的壁面压力在控制压力型面起始点(7)的压力和分离临界压力间呈线性分布；

步骤4、根据控制压力段(4)的壁面压力和绝热等熵关系式计算壁面流体相应的速度分布，包括壁面单元点(9)的x轴坐标和壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度大小；

步骤5、根据步骤1确定的喷管出口位置、步骤2得到的控制压力型面起始线(8)和步骤4得到的壁面流体相应的速度分布，计算控制压力段(4)型面的壁面单元点(9)的y轴坐标、壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度方向，以及控制压力型面特征线网(11)，从而得到喷管出口半径及喷管面积比；

步骤6、计算步骤5得到的喷管出口半径与设计要求的喷管出口半径、步骤5得到的喷管面积比与设计要求的喷管面积比的误差，若误差均小于等于1％，则进行步骤7，此时得到的壁面单元点(9)及控制压力型面特征线网(11)构成的型面为控制压力段(4)的型面；

否则，在最大推力喷管的扩张段上重新选择一点作为控制压力型面起始点(7)，返回步骤2；

步骤7、截取最大推力喷管在控制压力型面起始点(7)前的型面作为收缩段(1)和基础喷管段(3)的型面，所述收缩段(1)和基础喷管段(3)的型面、控制压力段(4)的型面构成大面积比低空满流的火箭发动机喷管的型面。

2.根据权利要求1所述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法，其特征在于，所述步骤5具体为：

5.1、根据步骤4得到的壁面流体相应的速度分布，以步骤2得到的控制压力型面起始线(8)为基础，计算控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)的y轴坐标及壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度方向；

5.2、根据步骤5.1得到的控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)坐标及壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度方向，计算控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)发出的壁面单元点右行特征线(10)；

5.3、以步骤5.2得到的壁面单元点右行特征线(10)为基础，按照步骤5.1-步骤5.2的方法，计算所有壁面单元点(9)及壁面单元点右行特征线(10)，直至壁面单元点右行特征线(10)到达步骤1确定的喷管出口位置，得到此时的喷管出口半径及喷管面积比；所有壁面单元点右行特征线(10)构成控制压力型面特征线网(11)。

3.根据权利要求2所述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法，其特征在于，所述步骤5.1具体为：

联立以下方程，求解控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)的y轴坐标，以及壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度方向：

其中，y为控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)的y轴坐标，x为控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)的x轴坐标，θ为壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度方向与x轴的夹角，λ为特征线斜率，μ为气流马赫角，符号“±”和在左行特征线时取“+”、在右行特征线时取“-”，V为壁面流体在壁面单元点(9)位置的速度大小。

4.根据权利要求1-3任一所述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管的设计方法，其特征在于，步骤3中，所述控制压力段(4)的壁面压力如以下公式所示：

其中，p_w(x)表示控制压力段(4)的壁面压力，x为控制压力型面起始线(8)的壁面单元点(9)的x轴坐标，p_w(L_i)为控制压力型面起始点(7)的压力，L_i为控制压力型面起始点(7)的横坐标，L_t为基础喷管段(3)和控制压力段(4)的总长度，p_sep为分离临界压力。

5.采用权利要求1-4任一所述设计方法设计的一种大面积比低空满流的火箭发动机喷管，其特征在于：包括收缩段(1)和扩张段(2)；

所述扩张段(2)包括基础喷管段(3)和控制压力段(4)；

所述收缩段(1)、基础喷管段(3)和控制压力段(4)依次固定连接；

所述收缩段(1)和基础喷管段(3)的型面为最大推力喷管扩张段的截短型面。

6.根据权利要求5所述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管，其特征在于：所述控制压力段(4)出口点的壁面压力大于等于临界分离压力。

7.根据权利要求6所述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管，其特征在于：所述扩张段(2)的长度为等面积比15°锥形喷管长度的75％～80％。

8.根据权利要求7所述的大面积比低空满流的火箭发动机喷管，其特征在于：所述扩张段(2)的型面采用经典Rao氏最大推力喷管型面。