一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机

1.本发明属于航天器推进技术领域，具体是一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机。


背景技术：

2.推力控制技术是一种能够根据需要实时调节发动机推力的大小和方向的技术，它能够合理分配推进剂的能量。在武器方面，它可以极大的提高导弹的射程，速度，机动性和突防能力。在航天飞行器方面，它可以拓宽发动机的应用前景，提高发动机对航天任务的适应性，特别是对于月球/火星着陆，飞行器大机动，火箭基组合动力等特殊任务，此外，推力控制技术有利于液体火箭发动机的回收和重复使用，降低发射成本。
3.固体火箭发动机具有结构简单，使用方便，可靠性高，成本低等优点，是现代导弹武器的主要动力系统之一。但相比于其他动力系统，固体火箭发动机推力可控性较差，极大的限制其应用前景。
4.现有的固体火箭发动机推力控制主要有三种思路，一是调节喉部通气面积，二是重复启动，前两者的侧重点都是发动机结构设计，第三种则是从装药入手，通过调整装药燃速或改为胶状推进剂实现推力调节。其中调节喉部通气面积的方法相比于其他思路，可以实现推力的连续调节，具有主动性，实时性和宽幅性的特点。
5.现阶段调节喉部通气面积的方式有两种，第一种是喉栓调节，通过安装在燃烧室支撑套内的液压驱动喉栓按照指令沿发动机轴线前后移动来改变喉部面积。第二种是涡流阀调节，通过中心塞体和切向控制气喷孔改变流动阻力来调节喉部流通面积。与前者相比，涡流阀调节方式不存在热环境中的活动部件，无需考虑动密封且热防护要求低，具有软调节，调节效率高等优点。
6.现有液体火箭发动机均采用改变推进剂供应流量的方式来调节推力，这是液体火箭发动机相较于固体火箭发动机的固有优势，避免了高温高压环境中推力调节部件的热防护问题。如前文所述，涡流阀的一大优点就在于热防护要求低，此外，相比于调节液体推进剂流量的方式，引入工作介质为气体的涡流阀可以一定程度上降低液体火箭发动机推进剂供应系统的复杂度和压力需求，因此涡流阀调节在液体火箭发动机上也具有应用前景。
7.涡流阀是一种轴对称结构部件，有一个中心塞体用于调整主燃气的流动方向，在中心塞体后端面与喷管入口之间存在一个狭窄的腔室，该腔室为涡旋室。腔室侧壁开有多个控制气喷孔。当控制孔不工作时，喉部流通面积最大，此时发动机燃烧室压强最小，推力也最小；当控制气流喷入时，主燃气会与控制气掺混，并在控制气的作用下发生旋转，此时混合气流的压强梯度会因切向速度的增加而增加，因而流动阻力也随之增加，最终促使燃烧室压强升高，推力增大，从而实现推力调节。
8.虽然涡流阀推力调节效果显著，但其仍无法摆脱推力调节技术的固有弊端——喷管推力损失增大。一般情况下，火箭发动机稳定工作时，因其室压和喷管膨胀比不变，出口压强为一个固定值，因此随着环境压力的改变会出现过膨胀或欠膨胀的问题，即出口压强
小于或大于环境压强，这势必会造成发动机性能的损失，而对于固定喷管的变推力发动机，其推力需要根据任务需求发生变化，进而室压和喷管出口压强也会随着改变，这种改变难免会导致过膨胀或欠膨胀状态加剧，从而使发动机的原本的性能损失进一步增加。
9.塞式喷管是一种具有可随外界环境压力变化而变化的自由射流边界的特殊喷管，能够补偿环境压力，保证燃气实时处于几乎完全膨胀的状态，即出口压强与环境压强相等。在设计点附近，其性能接近理想钟形喷管，而在低于设计点的环境压力下，即过膨胀的情况下，性能则要明显优于固定扩张比的喷管。此外，塞式喷管可以通过截断塞锥的方式，在几乎不影响性能的情况下极大程度上减小发动机的体积和质量，有利于发动机的小型化。
10.塞式喷管一般由环形燃烧室和塞锥组成，它没有钟形或锥形喷管那样的外壁。在喷管扩张段中，热燃气与周围空气之间的分界面成为燃气的气动外边界。随着环境压力的改变，气动外边界随之收缩或膨胀，引起中心塞锥上压力分布的变化，从而实现自适应且连续的环境压力补偿。


技术实现要素：

11.为了克服涡流阀变推力发动机在推力调节过程中喷管推力损失增大的不足，本发明公开了一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机。
12.本发明解决其技术问题采用的技术方案是：
13.一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，为中心轴对称结构，主要包括壳体、中心锥体。所述壳体与所述中心锥体固定连接。
14.所述壳体为中空结构，包括头部、身部。所述头部与所述身部固定连接。
15.所述身部为整体结构，可分为燃烧室壳体、喷管壳体。所述头部位于发动机的前端，所述喷管壳体位于发动机的后端。所述燃烧室壳体为圆管形，前部设置法兰，法兰用于与头部法兰的连接，中部为圆管，后部为圆环形。前部、中部、后部依次相接。所述燃烧室壳体的后端的圆管设置控制气接口，所述控制气接口用于氮气注入。所述喷管壳体与所述燃烧室壳体的后部圆环相接。
16.所述中心锥体为一整体，空心结构。分为前锥、后锥、外锥。所述前锥、所述后锥、所述外锥依次相接。所述前锥位于所述中心锥体的前端，所述外锥位于所述中心锥体的后端。所述前锥、所述后锥位于所述壳体内，所述外锥位于所述壳体外。
17.所述前锥可分为前锥前端、前锥主体、前锥后端，所述前锥前端、所述前锥主体、所述前锥后端依次相接。所述前锥前端为圆台形，所述前锥主体为圆管形、所述前锥后端为圆环。所述前锥主体与所述燃烧室壳体通过前锥主体的三处肋结构固定连接。所述三处肋结构相对发动机中心轴均布。所述前锥与燃烧室壳体形成燃气流动通道。
18.所述后锥为圆台形，圆台侧面的母线与中心轴线的夹角为15
°
，所述后锥为中空圆台的侧壁部分，所述后锥与所述喷管壳体形成燃气流动通道。
19.所述外锥为变截面圆管形，所述外锥与所述喷管壳体相匹配。建立以发动机中心轴线为x轴，以过外锥与后锥过渡圆角起点的发动机中心轴线的垂线为y轴的二维坐标，外锥管壁外侧面的母线如下：
20.当时x为[1.21，x1)时，外锥管壁外侧面的母线为：
[0021]
y＝a1x2+b1x+c
1 (1)
[0022]
式(1)中，a1＝0.0041～0.0047，b1＝-0.5873～-0.5888，c1＝40.2046～40.2055。
[0023]
当时x为(x1，100)时，外锥管壁外侧面的母线为：
[0024]
y＝a2x3+b2x2+c2x+d
2 (2)
[0025]
式(2)中，a2＝-9.7292
×
10-6
～-3.0972
×
10-6
，b2＝0.0016～0.003，c2＝-0.4923～-0.4069，d2＝37.3888～37.6106。
[0026]
外锥管壁外侧面的母线由两规则曲线组成，两规则曲线的相接点的横坐标为x1，x1＝28.15～33.22cm。
[0027]
上述的发动机，所述头部还可以包括喷注孔，所述喷注孔为发动机中心轴对称均布，用于液体火箭发动机液体推进剂的注入。
[0028]
上述的发动机，所述控制气接口为4个，沿发动机中心轴对称分布。
[0029]
上述的发动机，所述外锥管壁外侧面的母线还可以为如下方程：
[0030]
y＝a3x2+b3x+c
3 (3)
[0031]
式(3)中，a3＝0.0024～0.0026，b3＝-0.5833～-0.5834，c3＝40.2022～40.2024。
[0032]
x的范围为[1.21,x2]，外锥的长度为76～80cm，即x2＝76～80cm。
[0033]
上述的发动机，外锥的管壁外侧面的母线还可以为如下方程：
[0034]
当时x为[0，x3)时，母线方程为：
[0035]
y＝a4x2+b4x+c
4 (4)
[0036]
式(4)中，a4＝0.0031～0.0036，b4＝-0.5859～-0.5848，c4＝40.2031～40.2038。
[0037]
当时x为[x3，x4)时，母线方程为：
[0038]
y＝a5x2+b5x+c
5 (5)
[0039]
式(5)中，a5＝0.0036～0.0043，b5＝-0.6384～-0.5904，c5＝40.2566～40.8711。
[0040]
当时x为[x4，100]时，母线方程为：
[0041]
y＝a6x3+b6x2+c6x+d
6 (6)
[0042]
式(6)中，a6＝-2.7327
×
10-5
～-7.287
×
10-6
，b6＝0.0022～0.0069，c6＝-0.743～-0.3975，d6＝35.0481～42.3012。
[0043]
第一交接点的横坐标为x3，x3＝20.61～25.14cm，第二交接点的横坐标为x4，x4＝40.52～45.49cm。
[0044]
本发明的有益效果是：
[0045]
一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，涡流阀中心塞体和塞式喷管中心锥结合，中心锥前锥和后锥处于燃烧室内，外锥从喷管喉部伸出，前锥与燃烧室壳体构成涡流阀结构，后锥、喷管壳体、外锥构成塞式喷管结构，使发动机能够通过涡流阀结构调节推力的同时，还具有压力膨胀补偿能力，减小推力调节带来的喷管损失。
[0046]
对传统的涡流阀变推力发动机、本发明基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机的性能对比仿真计算，结果表明：在传统的涡流阀变推力发动机在喷管喷管扩张段，其压力形成的推力为202.39n，粘性阻力为9.79n，形成的总的轴向推力为192.60n。本发明发动机在中心锥体外锥表面的压力形成的推力为375.33n，粘性阻力为3.98n，形成的总的轴向推力为371.35n。由此可知，本发明发动机产生的轴向推力为传统的涡流阀变推力发动机的1.93倍。
附图说明
[0047]
下面结合附图和实施例对本发明进一步说明。
[0048]
图1是本发明沿中心轴线的剖面图；
[0049]
图2是图1的a-a剖面图；
[0050]
图3是传统涡流阀变推力发动机结构示意图；
[0051]
图4是传统涡流阀发动机大推力工况速度云图；
[0052]
图5是图4中框线区域放大图；
[0053]
图6是传统涡流阀发动机小推力工况速度云图；
[0054]
图7是实施例1小推力工况速度云图。
[0055]
图中：1.壳体；2.中心锥体；3.头部；4.身部；5.燃烧室壳体；6.喷管壳体；7.前锥；8.后锥；9.外锥；10.控制气接口；11.燃烧室；12.涡旋室；
具体实施方式
[0056]
实施例1、2、3
[0057]
一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，为旋转体，中心轴对称结构，喷气方向向后。包括壳体1、中心锥体2。
[0058]
壳体1为中空结构，位于外部。中心锥体2为整体空心结构，中心锥体2与壳体1固定连接，如图1所示。
[0059]
壳体1包括头部3、身部4。头部3与身部4固定连接。头部3的法兰与身部4的法兰密封连接。
[0060]
身部4为整体结构，可分为燃烧室壳体5、喷管壳体6。
[0061]
头部3的法兰与燃烧室壳体5的法兰密封连接。头部3位于发动机的前端，喷管壳体6位于发动机的后端。
[0062]
燃烧室壳体5为圆管形，前部设置法兰，法兰用于与发动机头部3法兰的连接，中部为圆管，后部为圆环形。前部、中部、后部依次相接。燃烧室壳体5的后端的圆管设置控制气接口10，控制气接口10用于氮气注入，控制气接口10为4个，沿发动机中心轴对称分布。
[0063]
喷管壳体6与燃烧室壳体5的后部圆环相接。喷管壳体6为三段依次相接的中空圆台侧壁。
[0064]
中心锥体2亦称为中心塞体，为整体空心结构，分为前锥7、后锥8、外锥9。前锥7、后锥8、外锥9依次相接。前锥7位于中心锥体2的前端，外锥9位于中心锥体2的后端。前锥7、后锥8位于壳体1内，外锥9位于壳体1外。
[0065]
前锥7可分为前锥前端、前锥主体、前锥后端，前锥前端、前锥主体、前锥后端依次相接。前锥前端为圆台形，前锥主体为圆管形、前锥后端为圆环。前锥主体与燃烧室壳体5通过前锥主体的三处肋结构固定连接。三处肋结构相对发动机中心轴均布。
[0066]
后锥8为圆台形，母线与轴向夹角为15
°
，为中空圆台的侧壁部分。后锥8与喷管壳体6形成燃气流动通道。后锥8的功能是：与喷管壳体6构成通道，通道的最小流通截面的截面面积为临界面积，即燃气流在通道的最小流通截面处，流速达到音速。另外，后锥8还起到固定中心锥外锥9的作用，两者之间采用圆弧过渡，圆弧角为15
°
，半径为5。
[0067]
外锥9为变截面圆管形。外锥9与喷管壳体6相匹配。外锥9的功能是：燃气流经过临
界截面，速度达到音速，达到音速的燃气流流经外锥9时，燃气流与外界环境中的空气构成自由射流边界，燃气流在外锥9的管壁与自由射流边界的作用下继续膨胀并加速，直至燃气流压力与环境压力相等，完成膨胀补偿过程。
[0068]
外锥9可分为外锥9前部、外锥9后部。外锥9前部与外锥9后部圆滑过渡。
[0069]
外锥9前部的管壁为以二次曲线为母线的旋转体侧壁。外锥9后部为以三次曲线为母线的旋转体侧壁，在外侧设置有台面。外锥9的管壁为母线为二次曲线和三次曲线圆滑过渡的旋转体侧壁。
[0070]
建立以发动机中心轴线为x轴，以过外锥与后锥过渡圆角起点的发动机中心轴线的垂线为y轴的二维坐标，坐标轴单位均为cm，外锥9管壁外侧面的母线为规则曲线。
[0071]
外锥9前部、外锥9后部的管壁外侧面均以规则曲线为母线旋转而成，外锥9前部规则曲线的起点为(1.21，39.5)，外锥9后部规则曲线的终点为(100，10)。
[0072]
当时x为[1.21，x1)，为外锥9前部管壁，外锥9前部管壁外侧面的母线为：
[0073]
y＝a1x2+b1x+c
1 (1)
[0074]
式(1)中，根据交接点位置的不同，a1＝0.0041～0.0047，b1＝-0.5873～-0.5888，c1＝40.2046～40.2055。
[0075]
当时x为(x1，100)，为外锥9后部管壁，外锥9后部管壁外侧面的母线为：
[0076]
y＝a2x3+b2x2+c2x+d
2 (2)
[0077]
式(2)中，根据交接点位置的不同，a2＝-9.7292
×
10-6
～-3.0972
×
10-6
，b2＝0.0016～0.003，c2＝-0.4923～-0.4069，d2＝37.3888～37.6106。
[0078]
表1相关参数
[0079][0080][0081]
头部3、燃烧室壳体5、前锥7构成的空间为燃烧室11。推进剂在燃烧室11内点火燃烧。
[0082]
燃烧室壳体5、前锥7形成涡流阀，涡流阀包括前锥7主体与燃烧室壳体5中部形成的流动通道与涡旋室12。氮气由控制气接口10注入涡旋室12，燃气流和氮气在涡旋室12掺混形成涡流，氮气从燃气流流动方向的切向注入，由于气体粘性的作用，燃气流开始旋转，形成涡流。
[0083]
后锥8、外锥9与喷管壳体6形成塞式喷管。燃气流在塞式喷管的作用下膨胀加速至
压力与环境压力相等，完成膨胀补偿过程。
[0084]
实施例4
[0085]
头部3还可以设置喷注孔，喷注孔为发动机中心轴对称均布，用于液体火箭发动机液体推进剂的注入。
[0086]
实施例5、6、7
[0087]
外锥9还可以不拆分，外锥9的管壁为以二次曲线为母线的旋转体侧壁，为变截面圆管形，母线的起点为(1.21，39.5)，母线终点为(x2，10)。
[0088]
外锥9管壁外侧面的母线为：
[0089]
x的范围为[1.21,x2]
[0090]
y＝a3x2+b3x+c
3 (3)
[0091]
式(3)中，根据母线终点的不同，a3＝0.0024～0.0026，b3＝-0.5833～-0.5834，c3＝40.2022～40.2024。
[0092]
表2相关参数
[0093][0094][0095]
实施例8、9、10
[0096]
外锥9还可以分为三部分，为外锥9前部、外锥9中部、外锥9后部。外锥9前部的管壁为以二次曲线为母线的旋转体侧壁。外锥9中部的管壁为以二次曲线为母线的旋转体侧壁。外锥9后部的管壁为以三次曲线为母线的旋转体侧壁。外锥9前部母线的起点为(1.21，39.5)，外锥9后部母线的终点为(100，10)
[0097]
当时x为[0，x3)，为外锥9前部，外锥9前部管壁外侧面的母线为：
[0098]
y＝a4x2+b4x+c
4 (4)
[0099]
式(4)中，根据交接点位置的不同，a4＝0.0031～0.0036，b4＝-0.5859～-0.5848，c4＝40.2031～40.2038。
[0100]
当时x为[x3，x4)，为外锥9中部，外锥9中部管壁外侧面的母线为：
[0101]
y＝a5x2+b5x+c
5 (5)
[0102]
式(5)中，根据交接点位置的不同，a5＝0.0036～0.0043，b5＝-0.6384～-0.5904，c5＝40.2566～40.8711。
[0103]
当时x为[x4，100]，为外锥9后部，外锥9后部管壁外侧面的母线为：
[0104]
y＝a6x3+b6x2+c6x+d
6 (6)
[0105]
式(6)中，根据交接点位置的不同，a6＝-2.7327
×
10-5
～-7.287
×
10-6
，b6＝0.0022～0.0069，c6＝-0.743～-0.3975，d6＝35.0481～42.3012。
[0106]
表3相关参数
[0107][0108][0109]
发动机的工作过程是：
[0110]
液体推进剂从发动机头部1喷注进燃烧室11后，进行点火，或固体推进剂在燃烧室11内直接点火；进一步的，产生的燃气经过中心锥前锥7，燃烧室壳体5和连接肋形成的3条通道进入涡旋室12；进一步的，当发动机处于最小工况时，控制气接头10没有氮气注入，此时通道的实际流通面积约等于通道截面积，流动阻力最小，上游燃烧室压力最低，推力最小；当需要变推力时，经过压强和流量调节后的氮气从控制气接头10注入涡旋室12，由于氮气是按照一定切向角度与涡旋室12中的燃气进行掺混的，因此燃气在掺混过程中会发生旋转，此时通道的实际流通面积会减小，减小程度与燃气的旋转速度，也就是与控制气的流量和压强有关，流通面积的减小导致燃气流动阻力增加，上游燃烧室压强随之增加，进而发动机推力增大。进一步的，燃气从涡旋室12出来后，在喉部13达到声速，随后燃气进入自由射流边界和中心锥外锥9组成的扩张段14中继续膨胀加速，自由射流边界会依据经过推力调节后的燃气的压强自适应的收缩和扩张，确保燃气可以实现完全膨胀，达到自适应的压力补偿。
[0111]
本发明实施例1与现有发动机性能摸拟实验对比：
[0112]
使用实施例1的基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，以现有技术中的涡流阀变推力发动机为对比对象，采用计算机仿真摸拟实验方法，对两种发动机的推力进行对比。
[0113]
传统涡流阀发动机计算机仿真摸型如图3所示。
[0114]
现有技术中的传统涡流阀变推力发动机大推力工况速度云图如图4所示，此时喷管出口压强已经小于环境压强，从图4上可以看出，喷管出口边缘已经出现了轻微的流动分离现象，即外界气流涌入喷管内部，迫使燃气与喷管壁面分离，如图5所示。对于火箭发动机
来讲，流动分离会造成极大的推力损失.
[0115]
现有技术中的传统涡流阀变推力发动机小推力工况速度云图如图6所示，从图中可以明显看出，流动分离现象显著加剧，这是因为相较于大推力工况，小推力工况下控制气流量减小，喷管喉部实际流通面积增大，燃烧室压强随之减小，在喷管扩张比固定的情况下，喷管出口压强也会随之减小，从而导致流动分离现象加剧，发动机推力损失进一步增大。这就是现有涡流阀变推力发动机固有的弊端，即推力调节过程中导致发动机工况偏离设计工况，从而增大推力损失。
[0116]
实施例1发动机在相同小推力工况时的速度云图如图7所示，可以看到在气动边界的作用下，喉部喷出的燃气紧贴在中心锥外锥表面，不会出现图6中严重的流动分离现象。通过表面积分对比小工况下两方案扩张段表面产生的沿飞行方向的推力，其结果如表4所示，可以看到，相同工况下，实施例1发动机产生的推力是传统涡流阀变推力发动机的1.93倍。
[0117]
表4小推力工况轴向推力对比
[0118] 传统涡流阀发动机实施例1喷管扩张段或外锥表面的轴向压力/n202.39335375.33138喷管扩张段或外锥表面的粘性阻力/n9.78902373.9838654发动机总的轴向推力/n192.60432371.34751。