[发明专利]一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件

说明书

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；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进入喷管，与喷管燃气通道内的高温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，通过控制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，具体涉及到一种可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件。

背景技术

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。

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。

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、高效率的可重复使用的可变扩张比火箭发动机喷管组件。

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。

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。

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。

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。

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。

本发明的喷管出口处设置有压力传感器。

本发明的喷管上设置有海拔高度传感器。