一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件的制作方法

1.本发明属于喷气推进装置技术领域，具体涉及到一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件。


背景技术：

2.火箭发动机的喷管是将热能转换成动能的装置，是火箭发动机的重要部件，喷管喉部尺寸决定着火箭发动机的工作点，可控制燃烧室的压力和燃气流率，对发动机的性能和工作安全性都有重要影响。
3.根据发动机理论推力公式f＝m’ve ae(pe-pa)可知，环境大气压强pa影响发动机的推力f。当发动机喷管出口气体压强pe等于环境大气压pa时，这种影响为0，此时被称为喷管完全扩张；当发动机喷管出口压强pe大于环境大气压pa时，存在燃气能量损失，此时被称为喷管欠膨胀；当发动机喷管出口气体压强pe小于环境大气压pa时，可能存在燃气回流损失或流动分离，此时被称为喷管过膨胀。现有单扩张比喷管一般取偏向于真空的扩张比，即舍弃了两端的工作效率。气动塞式喷管可以根据燃烧室的压强适应喷管的扩张比，但是其存在结构质量重或回流损失；专利cn 114251196 a通过燃气与喷管尾部材料的燃烧消耗来扩大喷管出口截面积，从而调大扩张比，但其不可重复利用。专利cn 110594044 b中的柔性延伸喷管通过设计多级钟型延伸段，随着飞行高度升高而展开，可实现扩张比多级调节，但需要耐高温的高成本柔性材料，同时很难实现重复使用。


技术实现要素：

4.本发明所要解决的技术问题在于克服上述现有技术的不足,提供一种结构简单、低成本、高效率的可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件。
5.解决上述技术问题采用的技术方案是：一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件,喷管内表面设置有出气孔，出气孔与喷管内部空腔相连通，喷管外表面一端设置有主动冷却系统，喷管外表面上轴向设置有高压共轨系统，高压共轨系统的一端与主动冷却系统相连通、另一端与喷管内部空腔相连通，主动冷却系统和喷管连通的管道上设置有电磁阀，主动冷却系统、电磁阀与动力电池电连接。
6.本发明的喷管是由裙部和喉部以及圆柱形台阶连为一体构成的中空收敛形结构，裙部的外表面设置有若干组同心中空圆柱形台阶，圆柱形台阶内部空腔与裙部的外表面形成若干组裙部共轨腔，裙部上与每组裙部共轨腔对应处加工有若干组裙部出气孔，喉部内部加工有1圈喉部共轨腔，喉部内侧壁上加工有喉部出气孔，喉部出气孔与喉部共轨腔相连通，高压共轨系统与裙部共轨腔、喉部共轨腔相连通。
7.本发明的裙部共轨腔的截面形状为直角三角形，喉部共轨腔的截面形状为圆角矩形。
8.本发明的裙部燃气通道内表面为呈直线状圆锥面，喉部燃气通道内表面为圆弧曲线光滑曲面。
9.本发明的裙部与喉部内表面连接处光滑过渡，无台阶或凹坑。
10.本发明的高压共轨系统为：高压共轨管与裙部的母线平行设置，分配导管的一端与高压共轨管相连通、另一端与裙部共轨腔或喉部共轨腔相连通，电磁阀设置于分配导管上。
11.本发明的主动冷却系统为：支架一端设置于喷管的外表面上、另一端设置有电动空气泵，电动空气泵入口与低压进气管相连通、出口通过高压出气管与高压共轨系统相连通。
12.本发明的喷管出口处设置有压力传感器。
13.本发明的喷管上设置有海拔高度传感器。
14.本发明的主动冷却系统喷出的冷却气体与喷管燃气通道内的高温高压燃气作用形成高压气膜，高压气膜与高温高压燃气的分界面为实际决定喷管效率的气动型面。
15.本发明的有益效果如下：1、本发明喷管组件主动冷却系统喷出的高压冷空气通过高压共轨系统和电磁阀进入喉部共轨腔、裙部共轨腔，由喉部出气孔、裙部出气孔均匀分散喷入喷管燃气通道，与喷管燃气通道内的高温高压燃气作用形成高压气膜，高压气膜与燃气的分界面即为气动型面，通过电磁阀控制进入喉部共轨腔、裙部共轨腔的高压冷却气体的进气量，进而产生不同的气动型面，实现扩张比实时调节，以适应喷管出口压强的变化，实现外界环境高压强时，喷管扩张比较小，外界环境低压强时，喷管扩张比相应增大，使喷管在不同压强环境下高效率工作，提高火箭发动机比冲。
16.2、本发明喷管组件的电磁阀独立受控，各自控制每个共轨腔中高压冷却气体的进气量，继而实现不同位置扩张比的调节。
17.3、本发明喷管组件由控制系统实时调节喷管扩张比，最大化的实现各个环境压强下的最高工作效率，只需要通过计算和标定就可以扩展同一台喷管的扩张比性能范围，进而实现平台化研发，降低研发成本。
18.4、本发明喷管组件在喷管燃气通道内形成的高压气膜有很好的隔热作用，避免高温燃气对喷管的烧蚀损坏，提高了喷管使用的可重复性。
19.5、本发明喷管组件形成的高压气膜有隔热作用的特性，使喷管不需要由耐高温的高成本柔性材料制作，可以采用更低成本的材料制作。
附图说明
20.图1是本发明结构示意图。
21.图2是图1的主视图。
22.图3是图1的剖视图。
23.图4是图3中冷却气体和燃气作用示意图。
24.图5是本发明的扩张比示意曲线。
25.图6是本发明地面小扩张比结构示意图。
26.图7是本发明高空中扩张比结构示意图。
27.图8是本发明真空大扩张比结构剖视图。
28.图中：1、喷管；2、主动冷却系统；3、高压共轨系统；4、电磁阀；5、动力电池；6、气动
型面；1.1、裙部；1.2、圆柱形台阶；1.3、喉部；1.4、喉部共轨腔；1.5、裙部共轨腔；a、裙部出气孔；b、喉部出气孔；2.1、低压进气管；2.2、电动空气泵；2.3、高压出气管；2.4、支架；3.1、分配导管；3.2、高压共轨管。
具体实施方式
29.下面结合附图和实施例对本发明做进一步详细说明，但本发明不限于这些实施例。
30.实施例1在图1、2、3、4中，本发明涉及的一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件,由喷管1、主动冷却系统2、高压共轨系统3、电磁阀4、动力电池5连接构成，喷管1内表面加工有出气孔，出气孔与喷管1内部空腔相连通，喷管1外表面一端安装有主动冷却系统2，喷管1外表面上轴向安装有高压共轨系统3，高压共轨系统3的一端与主动冷却系统2相连通、另一端与喷管1内部空腔相连通，使得高压冷却系统喷出的冷却气体顺利进入喷管1，主动冷却系统2和喷管1连通的管道上安装有电磁阀4，主动冷却系统2、电磁阀4与动力电池5电连接，动力电池5为电磁阀4和主动冷却系统2提供动力。主动冷却系统2产生的高压冷却气体，经高压共轨系统3对喷管1喷入，高压冷却气体与喷管1燃气通道内的高温高压燃气作用，在喷管1内表面形成一定厚度的高压气膜，高压气膜与高温高压燃气的分界面即为喷管1实际决定喷管效率的气动型面6，喷管1工作时，控制系统对喷入喷管1的高压气体的压力和流量进行控制，实现对高压气膜厚度的控制，进而改变气动型面6，实现喷管1扩张比调节，使得喷管1在多种环境压力下高效率工作。
31.进一步地，在喷管1出口处安装有压力传感器，监测压力并将信号传入控制系统，控制系统对输入的信号进行分析并对主动冷却系统2和电磁阀4发出相应指令，同时，喷管1上安装有海拔高度传感器，海拔高度传感器监测喷管1所处海拔高度，并将信号传送至控制系统，控制系统对数据进行处理并对主动冷却系统2和电磁阀4发出相应指令，在主动冷却系统2和电磁阀4的控制下，喷管本体1内部形成高压气膜，实现喷管扩张比的调节。
32.优选地，本实施例的喷管1是由裙部1.1和喉部1.3以及圆柱形台阶1.2连为一体构成的中空收敛形结构，裙部1.1的外表面一体设置有若干组同心中空圆柱形台阶1.2，圆柱形台阶1.2内部空腔与裙部1.1的外表面形成若干组裙部共轨腔1.5，裙部共轨腔1.5的截面形状为直角三角形，裙部1.1上与每组裙部共轨腔1.5对应处加工有若干组裙部出气孔a，高压共轨系统3与裙部共轨腔1.5相连通，主动冷却系统2喷入的高压冷却气体在裙部共轨腔1.5内缓冲，并经裙部出气孔a均匀喷出，喉部1.3内部加工有1圈喉部共轨腔1.4，喉部共轨腔1.4的截面形状为圆角矩形，喉部1.3内侧壁上加工有喉部出气孔b，喉部出气孔b与喉部共轨腔1.4 相连通，高压共轨系统3与喉部共轨腔1.4相连通，主动冷却系统2喷入的高压冷却气体在喉部共轨腔1.4内缓冲，并经喉部出气孔b均匀喷出。裙部1.1燃气通道内表面为呈直线状圆锥面，喉部1.3燃气通道内表面为圆弧曲线光滑曲面，裙部1.1与喉部1.3内表面连接处光滑过渡，无台阶或凹坑，保证燃气通道为光滑面，与高压冷却气体作用后形成光滑的气动型面6。
33.进一步地，本实施例的高压共轨系统3由高压共轨管3.2和分配导管3.1连接构成，接收主动冷却系统2送来的高压冷却气体，并将其等压均匀分配到每个共轨腔内，高压共轨
管3.2与裙部1.1的母线平行设置，分配导管3.1垂直高压共轨管3.2安装，分配导管3.1的一端与高压共轨管3.2相连通、另一端与裙部共轨腔1.5或喉部共轨腔1.4相连通，电磁阀4安装于分配导管3.1上，电磁阀4的数量与共轨腔相同，且独立受控，各自控制每个共轨腔中高压冷却气体的进气量，继而实现不同位置扩张比的调节。
34.本实施例的主动冷却系统2由低压进气管2.1、电动空气泵2.2、高压出气管2.3、支架2.4连接构成，支架2.4一端安装于喷管1的外表面上、另一端安装有电动空气泵2.2，电动空气泵2.2入口与低压进气管2.1相连通、出口通过高压出气管2.3与高压共轨系统3相连通。电动空气泵2.2将输入的低压气体进行增压后泵入高压共轨系统3。
35.本发明的工作原理如下：海拔高度传感器通过监测喷管1所处位置的海拔高度，压力传感器监测喷管1出口处压力，并将信号传送给控制系统，控制系统根据标定的数据进行分析并发出对电动空气泵2.2、电磁阀4等的相应控制信息，在电动空气泵2.2、电磁阀4的控制下，各共轨腔内高压冷却气体的进气量不同，喷管1内部形成对应气膜，即气动型面，实现对应环境压强的喷管扩张比。由图5～8可知，本发明的扩张比与海拔高度成正比，即火箭从地面起飞时，环境压强较大，起飞后，随着高度增加，环境压强减小，冷却气体气膜厚度变薄，扩张比逐渐增大，真空时，无需冷却气体即为真空扩张比，火箭回收降落过程与之相反。