专利名称：火箭发动机喷管的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种其出口部分或推力室，在轴向截面具有一弯曲型面的火箭发动机喷管。
当火箭发动机在海平面状态下进行起动和停车的瞬间，常常会产生火箭发动机较大的动负载。这些动负载原因在于当气流分离时气流所发生的无序流动特性。
液体推进剂火箭发动机，其喷管的出口部分经常在使主喷流排入到一个不可忽视的外界压力的条件下工作，这种火箭发动机的实例就有用于在海平面点火以及在级分离时点燃上级火箭发动机的助推器和核心级在海平面的大的液体推进剂的火箭发动机。
该动负载是由推力室气流在起动、停车瞬间以及在喷管中气流分离的稳态运行时的动性能所引起的。1994年6月在美国印第安纳波利斯市召开的美国航协会第30届AIAA/ASME/SAE/ASEE“联合推进会议”上，对这种气流分离的规则和效果进行研究并发表在“具有分离气流的超音速喷管中侧向负载的空气弹性分析”的论文中，其中还涉及“volvo”航空公司。动负载一般为诸如50到100千牛顿数值的范围，这些动负载代表了对推力室部件的设计起到限制寿命的制约，而这些制约结果形成推力室结构部件较大的重量。因此，要求在稳态运行时所附气流限制了用在喷管延伸段的最大可能面积比。
动负载的最后结果是对推力室的性能-重量比以及用火箭发射器可送入轨道的有效载荷值进行制约。
为了消除先有技术喷管的缺点，已经建议采用大量技术，然而这些技术本身在各方面也有较大缺陷，主要难点指的是功能、性能、冷却和可靠性方面。
所以，传统的钟形喷管给出一个有限功能和起动与停车的瞬间负载。一个双钟喷管也同样会有严重的瞬间动负载。建议采用外胀喷管，但它也未经足够的试验。一个装有脱扣环的钟形喷管会减小动负载但是对其性能损失也大。上述喷管还会有冷却困难的问题。最后，建议采用延伸喷管和通气喷管，但是上述两种喷管所要求机构的功能却不能在飞行前得到核实。
本发明的主要目的是建议采用一种在喷管呈发散的出口部分内设有一个有利于气流控制的火箭发动机喷管结构，这种结构能减小火箭发动机喷管的重量并获得增强的性能。
根据大致区别于其它喷管的本发明喷管，沿周向，出口部分的轴向截面有一个长度变化的半径，最好，该半径呈周期性地变化以便产生一个多边形周长形状的喷管。
根据本发明，通过对喷管壁外形进行这种非常有限的非轴对称性的改进，这种分离的气流能被令人满意地进行控制。这种改进并未显示对喷管出口部分的性能、可靠性、冷却以及加工方面有显著的负面效应。
这样，本发明通过较大的喷管面积比为海平面火箭发动机喷管，满意地提供了相当高的真空性能并且减轻了重量。
参照附图，下文还将详细叙述本发明，其中
图1说明本发明喷管呈发散的出口部分的透视图；图2表示一个与图1喷管相似的喷管的打开或分解开的透视图；图3是一个带有本发明出口部分的火箭发动机的轴向截面图。
参照图3，图3叙述了本发明应用在一种已知的海平面火箭发动机。从排气为音速的最小喷管面A处，喷管的发散或出口部分能认为从具有进口面积比为5的面B处延伸。在许多情况下，诸如在起动和停车时以及存在大气压力的情况下，气流会从喷管的上述发散部分的内壁分离。这种自发和随机发生的现象就造成了在横向的气体动负载。上述现象意味着对喷管出口部分扩胀比的限制以及对喷管出口部分长度的限制，这样就能完成在稳态下所附气流的要求。根据本发明，建议采用一个新型喷管形状，它可以可靠方式对气流分离进行有效控制，所以会增大膨胀比，并且火箭发动机的功率也增大，又不会有气流分离现象而造成不希望有的侧向负载。
本发明使先有技术的轴向对称的喷管壁形状沿周向在长度上具有变化的半径，最好形成一个多边形轮廓，这就会大大改进气流分离流线的运动性能从而减小了侧向负载，因此就有一个较大的膨胀比。
在图1中只示出了本发明喷管的发散部分或出口部分。在上述图中，根据本发明，喷管部分的轴对称轮廓由D线所示的先前纯圆形状修改成了半径长度呈周期性变化并且形成，最好例如由八条边S1，S2……构成的多边形，多边形线就包围住圆形线D，这样达到的最大的面积增量为6％。
在一个最佳实施例中，见图3，在B面处，上述呈发散喷管部分的入口轮廓为圆形，即半径长度不变，随后，半径长度从B面起随轴向距离的增大而开始逐渐变化，并在靠近发散的喷管部分的端头处达到最大的变化。
为了示出气流流动分离线F，图2示出已剖开喷管的透视图。从图中明显地看出，气流流动分离线从多边形轮廓的各角呈曲线延伸并绕着各多边形边的中心线向下游处弯曲。这就意味可有效地控制住气流分离，同时又几乎可完全避免有损害的侧向负载。所以本发明的多边形轮廓也会导致一个在喷管出口部分的内壁面上产生的非轴向对称的压力分布。在图2中示出了在一系列室压下的起动瞬间时，多个气流流动分离线。像图1的实施例，该实施例中，多边形有8条边，并使由多边形包围的面积比圆面积增加达6％。
多边形的边数可从5变到8，10，12和15并经受测试，在分析中，可以看到对性能数据无影响。
作为一个实施例，先有技术喷管的测量列表如下长度1.8米入口直径0.6米出口直径1.8米入口面积比 5出口面积比 45
与此相反，本发明的喷管的测量列表如下到出口的长度段A 3.3米入口直径 0.6米出口直径 2.7米入口面积比5出口面积比100从上述尺寸表格中可看出，出口面积比可增大到100，这样就提供一个较大的膨胀比，因此也就改进了喷管的性能，因为，现在气流流动分离线可有效地加以控制并且还把喷管出口部分的下游移到图3所示的C面。这也增加了喷管出口部分的长度并且改进了在稳态下的流动状况。
权利要求
1.一个在轴向截面具有一个弯曲型面出口部分的火箭发动机喷管，其特征在于，沿周向，上述出口部分在轴向截面有一个长度变化的半径。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机啧管，其特征在于，半径的长度呈周期性地变化。
3.根据权利要求2所述的火箭发动机喷管，其特征在于，半径长度呈周期性地变化，这样就得出一个周边为多边形形状。
4.根据权利要求3所述的火箭发动机喷管，其特征在于，上述多边形形状在5边形和15边形之间。
5.根据权利要求2所述的火箭发动机喷管，其特征在于，上述半径长度的周期性变化在最靠近喷管的最小截面处是很小的或几乎为零，随后向着上述出口部分的喷管出口处则逐渐增大到所要的最后和最大值。
全文摘要
本发明涉及一种其出口部分沿轴向截面具有一弯曲型面的火箭发动机喷管,为了对喷管出口内发生的气流分离加以控制,上述出口部分沿轴向截面有一个变化的半径。
文档编号F02K9/97GK1209189SQ96199968
公开日1999年2月24日 申请日期1996年2月12日 优先权日1996年2月12日
发明者扬·海冈德, 拉尔斯－乌洛夫·佩卡里 申请人:沃尔沃航空有限公司