专利名称：控温火箭喷管的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种火箭喷管，它具有轴向双喇叭形状，即所谓的“双喇叭”式，并且在双喇叭形状之间的拐点处有一种轮廓线或母线曲率向外的变化。
火箭喷管的双喇叭形状从六十年代早期用于一种高度补偿可以得知。在海平面操作模式中这种双喇叭喷管，因拐点将迫使气流在预定位置离开喷管壁，所以增加了海平面推力。在高空操作模式中，羽烟逐渐膨胀直到它接触到拐点下游的喷管壁。但是，事实上，该双喇叭喷管的原理有几个内在不足之处，按这些不足之处降低了其理论上的最佳状态的性能。
另一方面，火箭喷管的作用是使气体膨胀、并加速到高速度、并因此产生推力效率和有效负载能力。推力效率对上一级火箭非常重要。高推力作用意味着高的管壁温度，且因而要引入稀有和昂贵的技术。火箭喷管的壁温依赖于壁的压力和壁侧气流速度。
为了控制火箭喷管的管壁温度，特别是通过对流冷却非主动致冷的管壁部分，已建议采用几种技术。首先，所用的材料高温时要具有强度，当然这些材料是昂贵的。喷管壁也可能覆盖涂层，其隔热并耐表面高温。这也是昂贵的。最后，一种冷却膜可与一种连续喷管轮廓结合在一起使用。
在使用金属材料的情况下，这种材料昂贵，而且由于材料的利用率，一种喷管结构必须有许多接合处。但是大量的接合处降低了可靠性。另一方面，可以使用一种陶瓷基体复合材料。在这种情况下，费用非常昂贵，而且因其在火箭喷管中应用极少故可靠性值得怀疑。
所以，涂层增加成本且降低固定的临界温度的潜力受到限制。一种涂层也意味着由于复杂性增加而降低了可靠性。针对气膜冷却的情况，通常没有气体产生用于闭式循环发动机的气膜。用于气膜冷却目的的气体流出可能意味着严重性能损失。
现在可以证明基于双喇叭型获得一种简便和廉价的方法去控制喷管壁的温度，但根据本发明建议采纳了这种方法。因此，本发明实质上是显著的，因为为了在喷管壁上进一步冷却，曲率变化达2°～7°，该拐点(I)位于面积比率ε＝10的位置和喷管0.85×εmax的位置之间的地方。
通过引入一种喷管轮廓线的不连续子午平面，管壁温度降低速度比通常连续轮廓线的情况产生的温度降低的速度快。因喷管壁不连续性点的温度接近于恒值。决定喷管材料的温度因此降低。通过引入一种不连续性，作为一个副作用使一种冷却气膜的作用可能受到控制。在拐点处，靠近喷管壁的气膜承受上述不连续性下游处突然加速，这种不连续性将使气膜稳定并防止混合。然后气膜的效率得到维持。
本发明将参考附图通过实施例进行进一步描述，其中附
图1是根据本发明的一种喷管形状的纵截面图，图中喷管左半部分说明了在位置ε＝10处的拐点I位置，而右半部说明了在εmax的ε＝85％处的拐点I位置，而且根据本发明，图2是管壁温度和喷管轴向长度之间的关系曲线图。
在图1中，用图解说明了所谓的“双喇叭”式的一种火箭喷管，即具有一种轴向双喇叭形状。类似于已知的高度补偿喷管结构，在轮廓线或母线上有一种拐点I，此处上述轮廓线的曲率突然变化，换句话说此处上部喇叭形状变成紧挨着下一个喇叭形状。不同于已知的双喇叭结构，此处曲率变化达到至少9°，目的在于为在此点沿喷管壁获得所需的气流分隔而提供一种方向的突然变化，本发明建议曲率变化仅在2°和7°之间，拐点I位于面积比率ε＝10的位置与喷管0.85×εmax的位置之间。ε是面积比率，在喷管颈部其值达ε＝1。
根据本发明，拐点可以位于上述两规定的极限之间任一适当位置。
沿喷管壁的气膜流突然加速是由管壁轮廓线的曲率变化引起的，它提供了一种改进的冷却效果，从上述拐点下游立即开始，将该效果维持到这样一种程度，所述拐点下游管壁的其它部分几乎保持恒定。因此上述降低的管壁温度允许使用一种管壁材料，该材料一点也不要求如现有技术中要求的耐温性，并因而允许采用一种廉价结构。
权利要求
1.一种火箭喷管，具有轴向双喇叭形状，即所谓的“双喇叭”式，且在双喇叭形状之间的拐点处有一种轮廓线或母线曲率的向外的变化，其特征在于为了在喷管壁上获得改进的冷却作用，曲率变化达到2°和7°之间，上述拐点(I)位于面积比率ε＝10的位置与喷管的0.85×εmax的位置之间。
全文摘要
一种火箭喷管,具有轴向双喇叭形状,即所谓的“双喇叭”式,且在双喇叭形状之间的拐点处有一种轮廓线或母线曲率的向外的变化。为了在喷管壁上获得改进的冷却作用,曲率变化达到2°和7°之间,上述拐点(Ⅰ)位于面积比率ε=10的位置与喷管的0.85×ε
文档编号F02K9/00GK1202952SQ96198540
公开日1998年12月23日 申请日期1996年9月23日 优先权日1996年9月23日
发明者詹·汉格安德, 拉斯－澳洛夫·派卡瑞 申请人:沃尔沃航空有限公司