一种自适应高度的柔性延伸喷管的制作方法

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种自适应高度的柔性延伸喷管。

背景技术：

由于运载火箭的有效载荷受限于发动机的性能，因此人们从未停止过提高发动机性能方面的研究，主要有两个研究方向，一是通过提高推进剂的比冲来提升发动机推力，二是从结构方面研究，如设计扩张比更大的喷管等，近年来结构方面的研究有明显效益的就是延伸喷管。

目前，现有的双钟形喷管结构简单，但只能对两种工作状态进行高度补偿，型面变化不连续。塞式喷管型面变化连续，但结构复杂设计的难度大。强制偏流喷管结构简单、造价低，但在低空条件下性能有损失。相较于其他高度补偿喷管，柔性变结构喷管具有连续变面积比、结构简单、高质量比、高比冲和高性能的优势。传统喷管固定扩张比，在偏离设计高度时流场会出现过膨胀和欠膨胀现象，造成喷管性能损失。

本发明所述的柔性延伸喷管的扩张比可以根据外界环境压力变化调节，使气流始终保持完全膨胀，在任何高度下都处于最佳工作状态。

技术实现要素：

本发明的目的在于解决目前单级入轨火箭等工作范围广的火箭工作效率低的问题，提供可以随工作高度变面积比的的一种自适应高度的柔性延伸喷管。

本发明的目的是这样实现的：

一种自适应高度的柔性延伸喷管，包括基础段钟型喷管部分、多级钟型延伸段部分，可变约束点部分以及支撑结构部分；其中，基础段钟型喷管部分部分为固定喷管，其一端与火箭发动机相连，一端与多级钟型延伸段部分相连；多级钟型延伸段部分为柔性延伸喷管，处于发射初始状态时为卷起状态，之后随飞行高度升高而展开；可变约束点部分位于柔性延伸喷管上，固定到达既定位置的支撑结构部分；支撑结构部分位于柔性延伸喷管内部，随飞行高度升高而展开。

本发明还包括这样一些结构特征：

1、基础段钟型喷管部分，包括：喷管收敛段1，上游过渡段2，下游过渡段3和基础扩张段4；基础段钟型喷管部分沿x轴向由左向右依次为喷管收敛段1，上游过渡段2，下游过渡段3和基础扩张段4，各部分之间平滑连接；喷管收敛段1为45°；上游过渡段2其圆弧半径为1.5倍喉部半径，其与喷管收敛段1相切；下游过渡段3其型面为二次曲线，其圆弧半径为0.6倍喉部半径，喷管初始扩张半角为28°；基础扩张段4其型面为多项式、圆锥和样条曲线中一种，其长度取经验公式，初始扩张半角为28°，最终扩张半角为6°；

2、多级钟型延伸段部分，包括：柔性延伸段5；柔性延伸段5其型面为多项式、圆锥和样条曲线中一种，随飞行高度升高而展开，不同工作高度下最终扩张半角均为6°；

3、可变约束点部分，包括：约束定位装置6；约束定位装置6位于柔性延伸段5的内部，其在x轴向的位置可变，柔性延伸喷管柔性展开后有多个约束点，多约束点柔性延伸喷管型面变形尺度减小；

4、支撑结构部分，包括：支撑板条7；支撑板条7位于柔性延伸段5的内部，其在x轴向的位置由约束定位装置6确定，从而提供环向约束、径向约束和环向径向同时约束。

本发明的有益效果在于：

1.本发明利用柔性延伸喷管的设计将喷管由传统的固定扩张比变为随工作高度变化的可变扩张比，保证喷管一直处于完全膨胀状态，极大的减少了目前发动机工作过程中的推力损失；

2.通过将目前的分级延伸喷管设计为改进为随高度实时延伸，使发动机工作过程中几乎不存在过膨胀，柔性材料的内型面也更加连续，减少了流场畸变；

3.通过将目前锥形的喷管固定扩张段及柔性延伸段改为多钟型设计，锥形喷管实现完全膨胀很困难，而多钟形喷管可以大幅减短喷管整体的长度，减少发动机重量的同时也能有效的减小飞行中阻力；

4.通过约束点的设计来使喷管柔性扩张型面变形尺度有效减小，以减少推力损失，这样的设计能最大程度的消除柔性型面的副作用，使高度补偿效果最大化；

5.通过采用环向约束、径向约束和径向环向同时约束三种方式进行喷管的柔性展开和固定，可有效保持喷管型面，减小变形量；

6.通过柔性延伸喷管结构实现了发动机的实时高度补偿，保证发动机在工作过程中始终处于完全膨胀状态，极大的减少了推力损失，可以有效提高发动机比冲等性能，经数值模拟验证，相比传统喷管，柔性延伸喷管能将比冲和推力提高10％以上；

7.通过多钟型喷管相对于现有的锥形喷管可以有效减小长度，减轻喷管重量，增加了发动机的有效载荷，降低了喷管制造成本；

8.通过柔性延伸喷管相比于其他的延伸喷管具有型面连续的、可以实时高度补偿、密封性更好、结构简单、质量轻和可靠性高等优势，克服了现有的高度补偿喷管普遍结构复杂、质量重且只能分级补偿的问题，相较于其他高度补偿喷管，柔性变结构喷管具有连续变面积比、结构简单、高质量比、高比冲和高性能的优势；

9.通过柔性延伸的设计实现了喷管随高度实时扩张延伸，但由于采用柔性材料喷管会有一定的变形，所以采用固定约束保持喷管型面，经数值模拟验证，固定约束点的环向约束和径向约束可以使喷管型面变形很小，对整体补偿效果影响不大，相比于目前的延伸喷管仍有很大优势，具有很好的应用前景。

附图说明

图1为一种自适应高度的柔性延伸喷管的基础段钟型喷管部分的结构图；

图2为本发明无固定约束时的柔性延伸喷管的结构图；

图3为本发明带有4个固定环向约束时的柔性延伸喷管的结构图；

图4为本发明采用环向约束时的柔性延伸喷管的结构图；

图5为本发明采用径向约束时的柔性延伸喷管的结构图；

图6为本发明采用环向和径向约束时的柔性延伸喷管的结构图。

图中的附图标记为：喷管收敛段1，上游过渡段2，下游过渡段3，基础扩张段4，柔性延伸段5，约束定位装置6，支撑板条7。

具体实施方式

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图对本发明做进一步描述：

本发明的技术方案是这样实现的：一种自适应高度的柔性延伸喷管，包括固定段、柔性延伸段、可变约束点和展开装置组成，所述喷管设计为多钟型，并可根据飞行高度展开延伸段。所述喷管在展开后内型面为多钟型，每个延伸段的特征线均采用多项式曲线或b样条曲线等，在每一段出口处均为完全膨胀状态。柔性延伸喷管可进行多段展开，喷管膨胀比可从十几增大到几百。约束点位置可变，柔性展开后可有多个约束点，当约束点多时可以使喷管型面变形尺度减小。支撑结构有多种约束方式，包括环向约束、径向约束和环向径向同时约束。

本发明的目的在于针对目前单级入轨火箭等工作范围广的火箭工作效率低的问题提供一种可以随工作高度变面积比的柔性延伸喷管结构。

本发明包括基础段钟型喷管、多级钟型延伸段，可变约束点和支撑结构。其中，基础段喷管为固定喷管，其余部分在发射时处于卷起的状态，当飞行高度升高后，由支撑结构将延伸段展开，并在约束点位置将其固定，以免由于喷管型面变形尺度过大造成推力损失。

该喷管内型面由上游过渡段、收敛段、下游过渡段、基础扩张段和后续展开扩张段组成，并且每一段扩张段展开后内型面均为钟型，收敛段为45°。

所述喷管上游过渡段由半径为1.5倍喉部半径的圆弧组成，与收敛段相切；下游过渡段型面为二次曲线，过渡段圆弧半径为0.6倍喉部半径，喷管初始扩张半角为28°。

所述喷管基础扩张段型面为多项式、圆锥或样条曲线，扩张段长度取经验公式，初始扩张半角为28°，最终扩张半角为6°。

所述喷管柔性延伸段型面也为多项式、圆锥或样条曲线，不同工作高度下最终扩张半角均为6°，柔性延伸段随工作高度变化逐渐展开以保证在各个工作高度下喷管均处于完全膨胀状态。

所述喷管约束点设计可有多种情况，视发动机实际工作情况及支撑结构重量而定，理论上得到约束点越多，喷管柔性扩张段形变量越小，造成的推力损失越小，喷管补偿效果越好，但是由此会造成支撑结构和约束点重量的增加，可能出现得不偿失的情况。

下面结合具体数值给出本发明的实施例，在本实施例中的固体火箭发动机室压为7.2mpa，基础段工作高度为6千米，由于该喷管在工作高度为40千米时扩张比就达到了369.53，更大的扩张比不仅技术上难以实现，还会给发动机的结构设计带来问题，增加发动机的重量，故柔性延伸喷管的最终设计工作高度为40km。

如图1所示，本发明的基础段喷管由收敛段、上游过渡段、下游过渡段和基础扩张段组成，该部分扩张比固定，喷管仅当飞行器处于6千米工作高度时完全膨胀，当飞行高度更高时，便会处于欠膨胀状态，发挥不了发动机的最佳性能。

图2所示为无约束柔性延伸喷管结构，该喷管可以随高度实时延伸以保持完全膨胀，当飞行高度为40千米时，相较于基础喷管比冲提高了10.9％，推力提高了9.7％；当工作高度为60千米时，相较于基础喷管比冲提高了18.87％，推力提高了17.74％。

图3所示为带有4个约束点的柔性延伸喷管结构，各约束点按对应工作高度排布，当柔性喷管逐渐展开后，约束点可以帮助保持型面，减小型面变形带来的损失。4约束喷管与不加约束喷管相比推力能提高471.5n，比冲能提高35.18m/s；与一个约束喷管相比推力能提高417.6n，比冲能提高26.7m/s；与两个约束喷管相比推力能提高365.2n，比冲能提高11.9m/s，约束点越多，喷管性能越好。这是因为约束点越多，每段柔性扩张段就越短，形变尺度越小，对推力的影响就越小。

图4所示为喷管延伸段采用环向约束时的结构简图。环向约束是在喷管扩张段上施加环形的支撑结构，当延伸喷管展开时，每一级之间的固定约束，添加在壳体模型每段的交接面上。通过增加约束点来提升喷管的补偿效果，喷管变形尺度越小，补偿效果越好。但是约束的增加会使喷管结构更复杂，重量增加。另外在设计喷管时应该避免基础段出口处产生的斜激波交汇后与壁面接触，因为接触后会因为斜激波的反射产生气流分离，使喷管推力性能下降。

图5所示为喷管延伸段采用径向约束时的结构简图。径向约束是在喷管扩张段上施加类似于伞骨架的支撑结构，类似花瓣式延伸喷管中每片花瓣结构之间的固定结构。径向约束施加在壳体模型的侧面，此时壳体在内外压差的作用下将产生和环向约束完全不同的形变。

图6所示为喷管延伸段采用环向径向约束时的结构简图。在花瓣式结构中加入环向固定，使原本长条型的延伸结构变成方型，这样能使柔性材料变形最小。施加径向约束对减小壳体形变十分有效，对于弹性模量更小的材料可能需要施加径向约束来控制喷管的变形。但同时为了简化结构，应该减少约束类型，因为多种约束将使喷管的展开过程变得复杂，增加发动机质量，可能带来的得不偿失的后果。

综上，本发明涉及一种用于单级入轨火箭的可自适应高度进行展开的柔性延伸喷管结构，喷管整体上分为基础段及柔性延伸段，基础段采用钟形喷管设计，收敛段由直线和弧面组成，取固定收敛半角，上游过渡段由圆弧组成，与收敛段相切，下游过渡段为二次曲线，喷管扩张段型面为多项式、圆锥或样条曲线等。柔性延伸段使用柔性材料，型面为根据实际工程需要可设计为多项式曲线、圆锥或样条曲线等，喷管整体为双钟型或多钟型。本发明通过使延伸段随着飞行高度的升高而不断延伸，从而使喷管始终处于完全膨胀的工作状态，实现实时高度补偿，有效提高发动机推力、比冲等性能，而且柔性延伸喷管具有连续变面积比、结构简单、高质量比等优点，相较于目前的高度补偿喷管有较大优势。