CN117345471B - 一种自适应高度补偿喷管、发动机以及航天飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及喷气推进技术领域，具体涉及一种自适应高度补偿喷管、发动机以及航天飞行器，包括：燃烧室、喷管喉部、喷管扩张段以及夹套喷管组件，夹套喷管组件包括：设置在喷管扩张段的出口的喷管延伸段，喷管延伸段的外圈套装连接有外喷管，外喷管和喷管延伸段之间形成引射空气通道，喷管延伸段的出口与外喷管的出口连接，且外喷管上开设有与引射空气通道连通的进气孔，喷管延伸段上还开设有多个与引射空气通道连通的通气孔。本装置具有自适应高度补偿特性，可提高发动机在火箭大气层飞行段的比冲性能，进而在应用于运载火箭时，提高运载火箭的运载效率。
Description
技术领域
本发明涉及喷气推进技术领域，具体涉及一种自适应高度补偿喷管、发动机以及航天飞行器。
背景技术
火箭发动机通过推力室的收缩扩张喷管将燃烧室内的高温燃气膨胀加速为超音速流， 利用气体的反冲动量而产生推力。根据气体动力学原理，燃气膨胀到喷管出口压力与外界环境压力相等时喷管性能即发动机比冲最高，喷管出口压力低于或高于外界环境压力（过膨胀或欠膨胀）均会损失性能。
由于外界大气环境压力随火箭飞行高度增加而降低，为在火箭飞行过程中获得最高比冲性能，需要同步提高喷管的膨胀比（扩张比），以补偿喷管的欠膨胀损失。采用具备高度补偿特性的喷管可以较大幅度地提高火箭运载效率。
目前，具有高度补偿特性的喷管有气动塞式喷管、双钟形喷管、缝隙喷管、双位置伸缩喷管；这些喷管要么需要庞大而复杂的结构（如线性直排塞式发动机），要么高度补偿能力有限，在世界各国的现役火箭型号中未得到实际应用。尤其是缝隙式喷管由于结构简单，具有一定的应用前景，但是现有的缝隙式喷管，其喷管延伸段上虽然有气孔，然而经喷管喷出的燃气会有一部分从喷管延伸段上的气孔流出喷管内腔，从而导致燃气损失（即缝隙返流损失），进一步影响缝隙式喷管的补偿能力，故如何解决缝隙返流损失，以提高高度补偿能力是目前急需要解决的问题。
因此，需要提供一种自适应高度补偿喷管、发动机以及航天飞行器以解决上述问题。
发明内容
本发明提供一种自适应高度补偿喷管、发动机以及航天飞行器，通过设置夹套喷管组件，使得喷管在喷射燃气过程中防止了燃气的损失，从而使得本发明的喷管用于航天飞行器时，具备大气层全飞行过程自适应高度补偿特性，可提高发动机在火箭大气层飞行段的比冲性能，以解决现有的缝隙式喷管，其喷管延伸段上虽然有气孔，然而经喷管喷出的燃气会有一部分从喷管延伸段上的气孔流出喷管内腔，从而导致燃气损失（即缝隙返流损失），进一步影响缝隙式喷管的补偿能力的问题。
本发明的一种自适应高度补偿喷管采用如下技术方案：包括：燃烧室、喷管喉部以及喷管扩张段，还包括夹套喷管组件，夹套喷管组件包括：设置在喷管扩张段的出口的喷管延伸段，喷管延伸段的外圈套装连接有外喷管，外喷管和喷管延伸段之间形成环形的引射空气通道，喷管延伸段的出口与外喷管端面连接，且外喷管与喷管延伸段的连接处上开设有多个进气孔，进气孔与引射空气通道连通，喷管延伸段上还开设有多个与引射空气通道连通的通气孔。
优选的，外喷管的内壁和喷管延伸段的外壁之间的距离恒定。
优选的，夹套喷管组件的喷管延伸段与喷管扩张段一体成型。
优选的，夹套喷管组件的喷管延伸段通过焊接或者法兰连接的方式与喷管扩张段的出口连接。
优选的，多个进气孔绕外喷管的外圈开设在外喷管的最大直径处。
一种发动机，其特征在于，具有本发明公开的自适应高度补偿喷管。
优选的，发动机为液体燃料发动机或者固体燃料发动机中的一种。
一种航天飞行器，其特征在于，具有本发明公开的发动机。
本发明的有益效果是：
本发明提出的一种夹套引射自适应高度补偿喷管，通过夹套喷管组件的外喷管，且外喷管包覆整个喷管延伸段，即整个喷管延伸段的通气孔都包覆在外喷管内，且外喷管与喷管延伸段之间形成了引射空气通道，在燃气经本发明的喷管喷出时，一部分燃气从喷管延伸段上的通气孔进入引射空气通道，同时，外界空气会从外喷管与喷管延伸段的连接处上的进气孔进入引射空气通道，从而使得外界空气与进入引射空气通道的部分燃气相撞，使得引射空气通道的部分燃气又从喷管延伸段的通气孔进入喷管延伸段的内腔，从而实现对燃气的补偿，防止了喷管在喷射燃气过程的燃气从喷管延伸段的气孔流出导致的燃气损失，进而提高缝隙式喷管的高度补偿能力。
其次，本发明结构简单、无需设置作动机构，将本发明的喷管用于航天飞行器时，喷管具备大气层全飞行过程自适应高度补偿特性，可提高发动机在火箭大气层飞行段的比冲性能，进而在应用于运载火箭时，提高运载火箭的运载效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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发明的一些实施例，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的附图。
图1为本发明的一种自适应高度补偿喷管的实施例的总体结构示意图。
图2为本发明的一种自适应高度补偿喷管在外界压力降低条件下燃气压力与引射空气压力平衡位置的变化示意图。
图3为本发明的一种自适应高度补偿喷管的夹套喷管组件的三维模型图。
图中：1、燃烧室；2、喷管喉部；3、喷管扩张段；4、外喷管；5、进气孔；6、喷管延伸段；7、引射空气通道；A、燃气与引射空气的压力平衡面。
具体实施方式
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，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。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，都属于本发明保护的范围。
本发明的目的是提供一种高效的火箭发动机喷管，提高喷管的高度补偿能力旨在大幅提高火箭发动机比冲性能、解决商业运载火箭、高空巡航飞行器、可重复使用亚轨道飞行器等跨大气层飞行器用发动机推进效率相对较低的问题。
本发明的一种自适应高度补偿喷管的实施例，如图1所示，包括：燃烧室1、喷管喉部2、喷管扩张段3以及夹套喷管组件，其中，夹套喷管组件包括：设置在喷管扩张段3的出口的喷管延伸段6，喷管延伸段6的外圈套装连接有外喷管4，外喷管4和喷管延伸段6之间形成环形的引射空气通道7，喷管延伸段6的出口与外喷管4端面连接，且外喷管4与喷管延伸段6的连接处上开设有多个进气孔5，进气孔5与引射空气通道7连通，喷管延伸段6上还开设有多个与引射空气通道7连通的通气孔（即沿喷管延伸段6轴向在喷管延伸段6的周向密布多个通气孔）。
需要说明的是，多个进气孔5绕外喷管4的外圈，开设在外喷管4最大直径的外圈处。
具体的，外喷管4的内壁和喷管延伸段6的外壁之间的距离恒定。
具体的，夹套喷管组件的喷管延伸段6与喷管扩张段3一体成型，或者夹套喷管组件的喷管延伸段6通过焊接或者法兰连接的方式与喷管扩张段3的出口连接，本实施例中采用喷管延伸段6与喷管扩张段3一体成型。
一种发动机，具有本发明的一种自适应高度补偿喷管；具体的，本实施例的发动机为液体燃料发动机或者固体燃料发动机中的一种。
需要说明的是，现有的缝隙式喷管，其喷管延伸段上虽然有气孔，然而经喷管喷出的燃气会有一部分从喷管延伸段上的气孔流出喷管内腔，从而导致燃气损失（即缝隙返流损失），进一步影响缝隙式喷管的补偿能力，而从本发明的图2所示，本发明增加夹套喷管组件后，然燃气虽然会在图2中燃气与引射空气的压力平衡面A又返回推力室，因此，并不会产生燃气外流损失。
一种航天飞行器，具有本发明公开的一种发动机。
具体实施时
以液氧/煤油发动机的喷管为例，某开式循环液氧煤油发动机燃烧室压力为10Mpa、混合比为2.6时，依据热力计算本发明的喷管的出口面积与喉部面积比值为15时，喷管出口压力为0.1Mpa，推力室地面比冲计算为280s，真空比冲计算仅为305s，按附图1和附图2设计喷管，取喷管扩张段面积比为15，夹套喷管组件的喷管延伸段6加大面积比，使得整个喷管的面积比达到100，则推力室的真空比冲可达到342s；为避免地面工作时喷管过膨胀带来的损失，地面级发动机即火箭助推发动机或者芯一级发动机通常采用短喷管，喷管出口压力一般为0.07～0.1Mpa。按图3所示的夹套喷管组件加工夹套喷管组件，将夹套喷管组件的小端通过焊接或者法兰连接的方式固定于现有喷管的出口端，则可组成自适应大喷管面积比的高度补偿喷管，在保证发动机地面比冲不降低的条件下，大幅提高发动机的高空比冲性能；
综上，缝隙式喷管存在缝隙返流损失，虽然有一定的高度补偿能力，但由于缝隙返流损失问题一直未有实际应用，仅进行过相关研究，本发明解决了缝隙返流损失问题，可以投入实际应用，大幅提高发动机高度补偿能力，提高发动机性能。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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 (7)
1.一种用于火箭发动机的自适应高度补偿喷管，包括：燃烧室（1）、喷管喉部（2）以及喷管扩张段（3），其特征在于，还包括：
夹套喷管组件，其包括：设置在喷管扩张段（3）的出口的喷管延伸段（6），喷管延伸段（6）的外圈套装连接有外喷管（4），外喷管（4）和喷管延伸段（6）之间形成环形的引射空气通道（7），喷管延伸段（6）的出口与外喷管（4）端面连接，且外喷管（4）与喷管延伸段（6）的连接处上开设有多个进气孔（5），多个进气孔（5）绕外喷管（4）的外圈开设在外喷管（4）的最大直径处；进气孔（5）与引射空气通道（7）连通，喷管延伸段（6）上还开设有多个与引射空气通道（7）连通的通气孔。
2.根据权利要求1所述的一种用于火箭发动机的自适应高度补偿喷管，其特征在于，外喷管（4）的内壁和喷管延伸段（6）的外壁之间的距离恒定。
3.根据权利要求1所述的一种用于火箭发动机的自适应高度补偿喷管，其特征在于，夹套喷管组件的喷管延伸段（6）与喷管扩张段（3）一体成型。
4.根据权利要求1所述的一种用于火箭发动机的自适应高度补偿喷管，其特征在于，所述夹套喷管组件的喷管延伸段（6）通过焊接或者法兰连接的方式与喷管扩张段（3）的出口连接。
5.一种火箭发动机，其特征在于，具有权利要求1-4任一项所述的用于火箭发动机的自适应高度补偿喷管。
6.根据权利要求5所述的一种火箭发动机，其特征在于，所述火箭发动机为液体燃料发动机或者固体燃料发动机中的一种。
7.一种航天飞行器，其特征在于，具有权利要求5-6任一项所述的火箭发动机。
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