[发明专利]一种可变扩张比火箭发动机喷管

说明书

一种可变扩张比火箭发动机喷管，喉部和裙部以及圆柱形台阶连为一体构成中空收敛形喷管，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，裙部共轨腔、喉部共轨腔与高压冷却气体装置相连通，本发明通过控制各共轨腔内高压冷却气体的进气量实现扩张比实时调节，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。

技术领域

本发明属于喷气推进装置技术领域，具体涉及到一种可变扩张比火箭发动机喷管。

背景技术

火箭发动机的喷管是将热能转换成动能的装置，喉部尺寸决定着火箭发动机的动力特性，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。

目前改变喷管扩张比常采用的方式是变喉径变扩张比，变喉径喷管结构多采用针栓结构和涡流阀结构，针栓喷管结构是通过电机或燃气驱动针栓棒在喷管喉部中间往复运动，实现对燃气流通通道的堵塞和开启，从而实现变喉径功能。这种结构多用于姿态控制或变轨控制发动机。涡流阀结构是将高压冷气流或热燃气流通过石墨阀的喉部切向孔喷入喉道，在喉道部为形成漩涡，形成气动缩颈喉道，实现喷管变喉径功能。该结构多用于变喉径理论与基础实验研究。变扩张比喷管结构多用于高轨发动机的可延伸扩张锥。针栓喷管结构目前多采用电机驱动控制，存在电机外置、驱动结构复杂、成本高、控制模块复杂等缺点；涡流阀喷管结构多采用冷气或热燃气涡流驱动，存在喉衬结构复杂、加工困难，驱动气流管路外置、防热与结构复杂，气流控制阀门精度不高等缺点，限制了涡流阀在工程领域的应用；而可延伸出口锥已经在高轨道发动机上得到较广泛的应用，但其存在的驱动结构重量附加问题一直存在。

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。

发明内容

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、可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管。

解决上述技术问题采用的技术方案是：一种可变扩张比火箭发动机喷管，其特征在于：喉部和裙部以及圆柱形台阶连为一体构成中空收敛形喷管，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，裙部共轨腔、喉部共轨腔与高压冷却气体装置相连通。

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。

本发明的裙部共轨腔与喷管中心线垂直的边上设置有进气口，进气口通过管道与高压冷却气体装置相连通。

本发明的裙部共轨腔斜边对应的裙部上360°相位内均布加工有3～6组裙部出气孔，相邻裙部出气孔之间的距离相等。

本发明的裙部出气孔的中心线与裙部的母线相互垂直。

本发明的若干组裙部共轨腔的体积相同。

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。

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。