CN107642436A - 一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开一种适用于矢量控制的固液火箭发动机结构及方法，在固液火箭发动机的前燃室侧壁上开设二次喷射引流孔；同时在喷管的扩张段处周向均匀设计二次喷射孔，二次喷射孔内安装喷注器；上述二次喷射引流孔与喷注器间通过输送管路连通；喷注器通过喷管绝热层内开设的喷注通道与喷管内部连通；通过二次喷射引流孔将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。本发明中，机械机构设计质量轻、寿命长，适用于长时间工作；且喷射气体在喷管喷出，提高发动机性能并且减少了推力调节引起的比冲损失。
Description
技术领域
本发明属于推力矢量控制技术领域，设计一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法。
背景技术
推力矢量控制技术与航空航天领域的发展密切相关。因其能有效提高发动机的机动性能，减小火箭飞行阻力和重量，提高隐身能力、安全性和生存能力等，已经成为火箭发动机发展的关键技术，并作为一项专门技术来进行研究。
机械式推力矢量控制大都采用液压或机械作动部件,通过喷管、喷管调节片或折流板转向控制产生推力矢量,使发动机重量增加成本提高。复杂的作动部件和结构增加了系统复杂性, 高温环境下运动部件增加,冷却要求提高,系统可靠性下降。目前我国发动机和助推器的装药量越来越大,摆动喷管含伺服机构体积和重量相应增加，且还需要滚动装置实现滚动控制。低空反导导弹、空空导弹等尺寸重量相对较小,安装空间十分有限,目前多采用结构简单、技术相对成熟的阻流致偏类(燃气舵、燃气浆、扰流片、偏流环)推力矢量控制系统,推力损失较大且有常值损失,舵面烧蚀问题突出。
近年来，固液火箭推进系统发展迅速，这就意味着对推力矢量控制系统的要求也越来越高。因此迫切需要一种更加先进简单的矢量控制系统来满足固液火箭发动机的现代需求。
发明内容
为了解决上述问题，本发明结合固液火箭发动机自身可以催化产生混合气体的结构特点，提出一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法，具有响应快、体积小、重量轻、成本低、工作性能高、易操作等优点。
本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构为：在固液火箭发动机的前燃室侧壁上开设二次喷射引流孔；同时在喷管的扩张段处周向均匀设计二次喷射孔，二次喷射孔内安装喷注器。
上述二次喷射引流孔与喷注器间通过输送管路连通；喷注器通过喷管绝热层内开设的喷注通道与喷管内部连通；通过二次喷射引流孔将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。
由此通过下述方式实现固液火箭发动机气体喷射矢量控制，具体为：通过增压瓶增压，液体过氧化氢经过进口进入头腔并通过液体喷注面板上的孔均匀进入催化床壳体，通过催化剂催化分解为高温混合气体；混合气体再通过气体喷注面板均匀进入前燃烧室壳体；在高压的作用下，混合气体通过前燃室壳体侧面的二次喷射引流孔进入输送管路，随后依次通过喷注器和喷注通道与主流燃气汇合，最后随主流燃气一起由喷管出口排出。
本发明的优点在于：
1、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构，机械机构设计质量轻、寿命长，适用于长时间工作。
2、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构，选用气体喷注，容易进行热防护设计。
3、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制方法，调节比由流量控制，容易实现精确控制，推力调节比大。
4、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制方法，喷射气体在喷管喷出，提高发动机性能并且减少了推力调节引起的比冲损失。
附图说明
图1为本发明固液火箭发动机气体喷射矢量控制方法的喷管结构剖面图。
1-催化床组件 2-前燃烧室组件 3-燃烧室
4-后燃烧室组件 5-后封头组件 6-喷管
7-二次喷射引流孔 8-二次喷射孔 9-喷注器
10-喷注通道 101-发动机头部 102-催化床壳体
103-液体喷注面板 104-气体喷注面板 201-前燃烧室壳体
202-前燃室绝热层 301-燃烧室壳体 302-管型药柱
401-后燃室壳体 402-后燃室绝热层 501-后封头壳体
502-后封头绝热层 601-喷管壳体 602-喷管绝热层
603-喷管压板
具体实施方案
下面结合附图对本发明做进一步详细说明。
本发明固液火箭发动机气体喷射矢量控制方法，其中固液火箭发动机包括催化床组件1、前燃烧室组件2，燃烧室3，后燃烧室组件4，后封头组件5与喷管6，如图1所示。
所述催化床组件1包括发动机头部101，催化床壳体102，液体喷注面板103与气体喷注面板104，均采用1Cr18Ni9Ti不锈钢制成。其中，发动机头部101上同轴开有通口，作为液体推进剂的入口。催化床壳体102内装填有催化剂，催化床壳体102与发动机头部101之间通过螺栓螺母同轴固定安装，且催化床壳体102头部与发动机头部101之间设置有O型橡胶密封圈，实现两者间密封。液体喷注面板103与气体喷注面板104分别同轴固定安装于在催化床壳体102的头部和尾部，分别用来实现液体过氧化氢的雾化和气体的均匀喷注。
所述前燃烧室组件2包括前燃烧室壳体201和前燃室绝热层202。燃烧室3包括燃烧室壳体301和管型药柱302。其中，前燃室壳体201采用不锈钢材料制成，同轴设置于催化床壳体102尾部与燃烧室壳体301头部之间。燃烧室壳体301采用1Cr18Ni9Ti不锈钢材料制成，内部安装有高密度聚乙烯材料的管型药柱302。燃烧室壳体301通过螺栓依次穿过燃烧室壳体301头部设计的法兰、前燃烧室壳体201外缘以及催化床壳体102尾部设计环形凸台后，由螺母拧紧固定，实现催化床壳体102、前燃烧室壳体201与燃烧室壳体301三者间的固定。前燃烧室壳体201内壁上铺设有高硅氧材料绝热层。
所述后燃烧室组件4包括后燃室壳体401和后燃室绝热层402。后封头组件5包括后封头壳体501和后封头绝热层502。后燃室壳体401采用不锈钢材料制成，内壁铺设有高硅氧材料的后燃室绝热层402，二者之间用胶水粘接固定。后封头壳体501采用钢ASTM A572，内壁同样铺设有高硅氧材料的后封头绝热层502。螺栓依次穿过燃烧室壳体301尾部设计的法兰、后燃室壳体401外缘以及后封头壳体501侧壁周向设计的环形凸台后，由螺母拧紧固定，实现后封头壳体501、后燃室壳体401与燃烧室壳体301三者间的固定。
所述喷管6的喷管壳体601采用30CrMnSi合金结构钢，喷管绝热层602为高硅氧。焊接嘴18采用耐高温钨铜合金。喷管6与后封头壳体501同轴设置，喷管6头部设置于后封头壳体501端部开设的通孔内，两者间台肩定位。喷管壳体601外套接喷管压板603，通过螺钉将喷管压板603与后封头壳体501固定，进而实现喷管6的固定。
本发明中，在上述固液火箭发动机的前燃室壳体201的侧壁上开设有二次喷射引流孔7；同时在喷管6的扩张段处周向均匀设计有4个二次喷射孔8，二次喷射孔8的孔径设计为3mm，用来安装喷注器9。所述喷注器9与二次喷射孔间螺纹连接，并且在连接处作焊接处理，使喷注器9的喷射端伸入到喷管绝热层602内，并通过O型密封垫密封，由此防止高温混合气体渗透到喷管壳体601与喷管绝热层602之间的间隙内。且在连接处进行焊接处理，喷注器9与喷管绝热层602内开设的喷注通道10连通，并通过喷注通道10与喷管6内部连通。由此，通过二次喷射引流孔602将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。
由此通过下述方式实现固液火箭发动机气体喷射矢量控制，具体为：通过增压瓶增压，液体过氧化氢经过进口601进入头腔(液体喷注面板103与发动机头部101间的空腔)并通过液体喷注面板103上均匀分布的圆孔均匀进入催化床壳体102，通过催化剂催化分解为高温混合气体，包括水蒸气和氧气。混合气体再通过气体喷注面板104均匀进入前燃烧室壳体 201。在高压的作用下，混合气体通过前燃室壳体201侧面的二次喷射引流孔7进入输送管路，随后依次通过喷注器9和喷注通道10与主流燃气汇合，最后随主流燃气一起由喷管6出口 604排出。
本发明中输送管路由一条主管路与四条分支管路连通构成，主管路与二次喷射引流孔7 连通，四条之路分别与4个喷注器9连通。由于固液火箭是变推力火箭，因此通过设置在分支管路上安装可调文氏管，随时控制混合气体的流量来影响主流喷射进而达到控制火箭矢量方向的目的。
本发明中喷注器9的喷射位置设计为喷管扩张段的1/4、1/2或3/4处；且喷射角度为喷注器9轴线与喷管轴线来流方向的角度，选取为：30°，45°，60°，90°，135°和150°。喷射流量定为主流量的2％，4％，6％，8％和10％。由此通过各个气体喷射孔并均匀周向布置在喷过扩张段，作用是分别控制上、下、左、右四个矢量方向。为了达到最优矢量控制性能，通过各个工况的仿真计算结果确定，最佳喷射位置在喷管扩张段的中部区域，即1/2处，最佳喷射角度定为90°，最佳喷射流量为主流量的6％。
Claims (6)
1.一种固液火箭发动机气体喷射矢量控制结构，其特征在于：在固液火箭发动机的前燃室侧壁上开设二次喷射引流孔；同时在喷管的扩张段处周向均匀设计二次喷射孔，二次喷射孔内安装喷注器；上述二次喷射引流孔与喷注器间通过输送管路连通；喷注器通过喷管绝热层内开设的喷注通道与喷管内部连通；通过二次喷射引流孔将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。
2.如权利要求1所述一种固液火箭发动机气体喷射矢量控制结构，其特征在于：喷注器的喷射端伸入到喷管绝热层内。
3.如权利要求1所述一种固液火箭发动机气体喷射矢量控制结构，其特征在于：输送管路由一条主管路与n条分支管路连通构成，主管路与二次喷射引流孔连通；分支管路的数量n与喷注器数量相等，分别与各个喷注器连通；同时在各个分支管路上安装可调文氏管。
4.如权利要求1所述固液火箭发动机气体喷射矢量控制结构，其特征在于：喷注器的喷射位置设计为喷管扩张段的1/4、1/2或3/4处；且喷射角度为喷注器轴线与喷管轴线来流方向的角度，选取为：30°、45°、60°、90°、135°或150°；喷射流量定为主流量的2％、4％、6％、8％或10％。
5.如权利要求1所述固液火箭发动机气体喷射矢量控制结构，其特征在于：喷射位置在喷管扩张段的1/2处，喷射角度定为90°，喷射流量为主流量的6％。
6.一种固液火箭发动机气体喷射矢量控制方法，其特征在于：通过增压瓶增压，液体过氧化氢经过进口进入头腔并通过液体喷注面板上的孔均匀进入催化床壳体，通过催化剂催化分解为高温混合气体；混合气体再通过气体喷注面板均匀进入前燃烧室壳体；在高压的作用下，混合气体通过前燃室壳体侧面的二次喷射引流孔进入输送管路，随后进入安装于喷管扩张段周向上的喷注器,由喷管绝热层上开设的喷注通道喷出,与主流燃气汇合，最后随主流燃气一起由喷管出口排出。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| RJ01 | Rejection of invention patent application after publication | ||
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Application publication date: 20180130 |