一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管及火箭发动机

技术领域

本发明涉及火箭发动机领域，具体涉及一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管及火箭发动机。

背景技术

可重复使用运载火箭为了实现在着陆回收过程对轨迹的精确控制，需要在较大的变推比下实现推力的无级调节。目前发动机的推力调节方法主要有两种：一种是调节供入推力室的推进剂质量流率，进而改变燃烧室压强以实现推力改变；另一种是调节供入推力室的推进剂质量流率的同时调节喉部面积，使得燃烧室压强适当保持恒定。前一种方法中，要降低推进剂质量流率，喷注器压降也需随之降低。这将使得推进剂混合品质变差，出现不合适的液体撞击状态以及不良的雾化，导致燃烧效率及比冲的降低，有时还会造成燃烧不稳定。

后一种推力调节方法可通过喉栓式发动机来实现。喉栓式发动机通过伺服机构驱动喉栓在喷管内来回运动，改变喷管喉部面积来完成推力调节。当喉栓往燃烧室方向回退时，喉部面积的增大使燃烧室压强减小，进而减小推力；当喉栓往喷管方向前进时，喉部面积的减小使燃烧室压强增大，进而增大推力。对液体火箭发动机，通过同时调节喉栓位置以及推进剂质量流率即可实现在较大的变推比下推力的无级调节。但是，喉栓位置的改变使喷管喉部的位置和面积不断变化，导致喷管内出现了非传统的喉部振颤和流动分离现象，随着喉栓向喉部运动，穿过喉部的主流方向和发动机轴线间的夹角增大，会在原来的喉部形成环形阻塞区，在喉栓末尾和喷管扩张段内发生流动分离，流动分离的产生往往伴随着流场强烈的非定常性、非对称性的侧向载荷以及流固耦合现象，从而导致发动机的比冲降低，以至于危及喷管结构和火箭入轨精度。

因此，需要提供一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管及火箭发动机以解决上述问题。

发明内容

本发明提供一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管，通过设置中心栓可调的环喉式膨胀偏流喷管，将环喉式膨胀偏流喷管的中心栓与火箭发动机的直线驱动机构连接，以解决现有的导致发动机的比冲降低，以至于危及喷管结构和火箭入轨精度问题。

本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管采用如下技术方案：包括：

喷管；

中心栓，设置在喷管内，其圆筒段穿出喷管的燃烧室头部后，用于和直线驱动机构连接，且中心栓和燃烧室头部之间通过动密封圈连接。

优选的，喷管的喉部面积为：

A

式中，A

x表示喷管与中心栓之间的相对距离；

r

θ表示喷管的气流偏转角。

优选的，喷管的喉部在中心栓对应位置C为：喷管等径段的内壁面的延长线与中心栓的交点，将交点作为喷管的喉部在中心栓对应位置C。

优选的，喷管与中心栓之间的相对距离为：作中心栓对应位置C在平行发动机轴线的方向，与喷管扩张段的内壁面的延长线的交点B，BC之间的距离即为相对距离。

优选的，喷管的气流偏转角为：喷管扩张段的内壁面的延长线与发动机轴线的方向的夹角。

一种火箭发动机，包括一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管，环喉式膨胀偏流喷管的燃烧室头部与火箭发动机的箭体连接，火箭发动机的直线驱动机构与环喉式膨胀偏流喷管的中心栓连接。

本发明的有益效果是：

1、由于使用普通喷管的喉栓发动机在工作时通常会发生较为明显的性能损失，即喉栓位置的改变使喷管喉部的位置和面积不断变化，导致喷管内出现了非传统的喉部振颤和流动分离现象，随着喉栓向喉部运动，穿过喉部的主流方向和发动机轴线间的夹角增大，会在原来的喉部形成环形阻塞区，在喉栓末尾和喷管扩张段内发生流动分离，并导致推力降低和分离区域的烧蚀加剧通过中心栓的偏流作用；而本发明中燃气经过中心栓的偏转后喷射到喷管内壁，此时燃气流动受到喷管内壁面以及喷管内空气与燃气交界面上的气动边界的约束，在不同工况下，大气压以及燃烧室压强发生变化时，燃烧室压强与大气压强间的压比发生变化，即压比变大时，气动边界向喷管内部收缩，气流趋向于充满喷管；压比变小时，气动边界向喷管壁扩张，气流趋向于紧贴喷管内壁流动，气动边界随之自适应地移动，实现对外界大气压及燃烧室压强的补偿，减小了膨胀损失，提高发动机比冲。

2、通过移动中心栓改变发动机的喷管喉部面积，实现喉部面积的宽范围的推力调节，即当中心栓沿发动机轴线向背离火箭运动方向移动，此时喷管与中心栓之间的相对距离增大，等效喉部面积增大，由于喷管出口面积保持不变，喷管膨胀比随之减小，在推进剂质量流率不变的前提下，燃烧室压强降低，发动机推力随之减小，同时在中心栓移动时，降低推进剂质量流率，可达到更大的变推比；当中心栓沿发动机轴线火箭运动方向移动时，喷管与中心栓之间的相对距离减小，等效喉部面积减小，由于喷管出口面积保持不变，喷管膨胀比随之增大，在推进剂质量流率不变的前提下，燃烧室压强增大，发动机推力随之增大。

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为本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管的总体结构示意图；

图2为本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管的喉部几何关系示意图；

图3为本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管在海平面工作时不同燃烧室压强下喷管内部压强分布；

图4为本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管在恒定燃烧室压强下工作时不同飞行高度下喷管内部压强分布；

图5为对比验证中钟形喷管的轮廓示意图；

图6为本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管在6MPa燃烧室压强和飞行高度分别为0km,16.7km及30km时的喷管羽流示意图；

图中：1、喷管；2、中心栓；3、动密封；4、箭体连接接口；5、连接端。

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。

本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管的实施例，如图1所示，包括：喷管1以及中心栓2，中心栓2设置在喷管1内，其圆筒段穿出喷管的燃烧室头部后，用于和喉栓式火箭发动机直线驱动机构连接，喉栓式火箭发动机的直线驱动机构的输出端与中心栓2伸出喷管1的连接端5连接，其中，直线驱动机构为直线电机，且中心栓2和燃烧室头部4之间通过动密封圈3连接。

具体的，喷管1的喉部面积为：

A

式中，A

x表示喷管与中心栓之间的相对距离；

r

θ表示喷管的气流偏转角；

其中，如图2所示，喷管1的喉部在中心栓2对应位置C为：喷管等径段的内壁面的延长线与中心栓的交点，将交点作为喷管的喉部在中心栓对应位置C；喷管与中心栓之间的相对距离为：作中心栓对应位置C在平行发动机轴线的方向，与喷管扩张段的内壁面的延长线的交点B，BC之间的距离即为相对距离；喷管的气流偏转角为：喷管扩张段的内壁面的延长线与发动机轴线的方向的夹角。

需要说明的是，当中心栓随着直线驱动机构运动，喷管与中心栓之间的相对距离BC会发生改变，增大或者减小，同时喉部面积也会适应变化，对于本实施例喷管与中心栓之间的相对距离增大，则喷管的喉部面积也会增大，由于喷管出口面积保持不变，喷管膨胀比随之减小，进而降低推进剂质量流率，以提供发动机推力。

本实施例还提供一种火箭发动机，包括一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管，环喉式膨胀偏流喷管的燃烧室头部与火箭发动机的箭体连接。

具体的工作原理

通过火箭发动机的直线驱动机构驱动中心栓2沿喷管1的轴线方向前后移动，从而改变膨胀偏流喷管的喉部位置以及喉部面积，使的燃烧室内生成的高温燃气流动方向发生偏转，此时，发动机工作过程中，被中心栓2偏转的气流喷射到喷管1壁，从而产生推力。

如图3所示，图3为本实施例中环喉式膨胀偏流喷管在海平面工作时不同燃烧室压强下喷管内部压强分布，具体的，图3a为燃烧室压强3MPa时喷管内部压强分布，图3b为燃烧室压强2.4MPa时喷管内部压强分布，图3c为燃烧室压强1.8MPa时喷管内部压强分布，图3d为燃烧室压强1.2MPa时喷管内部压强分布；当燃烧室压强下降时，在大气压强作用下，发动机燃气逐渐向壁面贴合，没有发生明显的流动分离，这表明本发明在燃烧室压强发生变化时能够实现对燃烧室压强变化带来的流动变化的补偿，提高喷管工作效率。

如图4所示，图4为本发明的一种中心栓位置可调的环喉式膨胀偏流喷管在恒定燃烧室压强下工作时不同飞行高度下喷管内部压强分布，具体的，本实施例以工作高度0km、4km以及15km为例，其中，图4a为飞行高度位于海平面(0km)时本实施例的喷管内部压强分布，图4b为飞行高度为4km时本实施例的喷管内部压强分布，图4c为工作高度为15km时本实施例的喷管内部压强分布，由图4a-图4c可以看出当飞行高度上升，贴壁流动的燃气逐渐充满喷管内部，此时喷管始终处于完全膨胀状态，延迟了喷管进入欠膨胀的时机，提高了喷管工作效率。

如图5所示，图5为对比验证中钟形喷管的轮廓示意图，从表1-表5，表1为对喷管进行仿真时各工况大气压强及温度；表2为本发明与钟形喷管在燃烧室压强为5MPa，不同高度下产生的推力；表3为本发明与钟形喷管在高度1km，不同质量流率下产生的推力；表4为本发明在不同燃烧室压强及中心栓位置下产生的推力；表5为本发明在不同推进剂质量流率及中心栓位置下产生的推力；表2和表3表明，在相同燃烧室压强下，本发明在不同工作高度相较于钟形喷管都有着一定的推力提升；在相同工作高度及燃烧室压强下，本发明在输出推力大于钟形喷管的同时，推进剂消耗也小于钟形喷管，表4和表5表明，本发明在给定推进剂质量流率下仅通过改变中心栓位置即可实现3.8左右的变推比；而在此基础上改变推进剂质量流率，即可实现更大幅度的推理调节。

表1

表2

表3

表4

表5

如图6所示，图6为喷管在6MPa燃烧室压强，飞行高度分别为0km,16.7km及30km时的喷管羽流示意图；其中图6a为高度0km时的喷管羽流示意图,图6b为高度10km时的喷管羽流示意图,图6c为高度16.7km时的喷管羽流示意图,图6d为高度30km时的喷管羽流示意图；由此可以看出，在工作高度较低时，尽管外部羽流呈现出收缩的状态，喷管内流动依旧保持贴壁，未发生流动分离，这推迟了喷管进入欠膨胀模态的时机，使得喷管在较长时间内均处于完全膨胀状态，提升了喷管工作效率。

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。