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CN114810430A - 一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法 - Google Patents

一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法 Download PDF

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CN114810430A CN202210378851.4A CN202210378851A CN114810430A CN 114810430 A CN114810430 A CN 114810430A CN 202210378851 A CN202210378851 A CN 202210378851A CN 114810430 A CN114810430 A CN 114810430A
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姚照辉
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Abstract

本发明公开了一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法，所述喷管结构包括喷管本体、主动冷却系统和控制系统；所述喷管本体包括沿轴线方向一体成型的裙部和喉衬；所述喉衬内部绕轴线方向设有环形共轨空腔；喉衬内壁面设有若干与共轨空腔相连的进气孔；通过电动空气泵通过低压进气管抽取外部低压冷却空气并进行压缩，通过与共轨空腔相连的高压出气管，将高压气体输入共轨空腔，对喉衬进行冷却；另一方面，高压空气送入喷管本体中，在喷管本体内壁面形成一层冷却气膜，对喉衬以及喷管本体内壁面进行冷却，减小喉径因高温烧蚀的扩大速度；本发明提供的主喷管结构可以有效保证发动机更长久地处于最佳性能状态，提高火箭发动机的比冲。

Description

一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法
技术领域
本发明涉及火箭发动机喷管设计技术领域，主要涉及一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法。
背景技术
火箭发动机的喷管是将热能转换成动能的装置，其中喉部的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。喷管喉部在工作时流通的高温高压热流和粒子冲蚀会引起内型面烧蚀，导致型面退移、尺寸变化，喉径的扩大最终降低发动机性能，降低发动机比冲。现有技术中的喷管隔热结构主要采用增加绝热层厚度的方式提高发动机的可靠性，增加了消极质量，不利于提高发动机的质量比。另外专利2020116067168是通过设置腹板结构来引导冷却气进入喷管后部位置，同时通过型面对冷却气进行压缩，但这种技术无法实时控制冷却气的压力，无法提升系统鲁棒性。
发明内容
发明目的：针对上述背景技术中存在的问题，本发明提供了一种可以主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构及冷却方法，采用主动冷却系统对喷管喉部进行冷却，并在喉径内部形成一定厚度的气膜，降低了喉衬部位的温度，从而减缓了喉径的增大。此外，在喉部出现严重烧蚀导致喉径变大时，通过增大冷却气的压力，减小冷却气与热气流形成界面的直径，即保证喉径有效直径，提高的喷管的鲁棒性。同时，冷却气膜对喷管内型面的冷却作用，可以减小喷管绝热层的设计厚度，减小了消极质量。
技术方案：为实现上述目的，本发明采用的技术方案为：
一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构，包括喷管本体、主动冷却系统和控制系统；所述喷管本体包括沿轴线方向一体成型的裙部和喉衬；所述喉衬内部绕轴线方向设有环形共轨空腔；喉衬内壁面设有若干与共轨空腔相连的进气孔；所述主动冷却系统包括电动空气泵、低压进气管和高压出气管；所述电动空气泵通过低压进气管抽取外部低压冷却空气并进行压缩，通过与共轨空腔相连的高压出气管，将高压气体输入共轨空腔；所述控制系统用于控制主动冷却系统工作。
进一步地，所述电动空气泵通过支架安装在喷管本体上；喷管本体下部还安装有动力电池；所述动力电池通过导线与电动空气泵相连。
进一步地，所述控制系统在控制火箭点火后，进一步控制动力电池连通电动空气泵，使电动空气泵工作。
进一步地，从所述进气孔均匀喷出冷气流，工作时与高温高压高速气流在喉衬位置的交界面直径即为等效喉径；根据实际喷管烧蚀情况，通过电动空气泵增加或减小压力，可以保证等效喉径处于有效直径范围。
一种采用上述主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构的主动冷却方法，包括以下步骤：
步骤S1、控制系统控制火箭点火后，高温高压的高速气体流过喉道；此时控制系统控制动力电池和电动空气泵连通，电动空气泵开始工作；
步骤S2、电动空气泵通过低压进气管吸入空气，进行压缩后，将压缩气体通过高压出气管送入共轨空腔，环形共轨空腔内的高压空气对喉衬进行冷却；高压空气通过与共轨空腔相连的进气孔流入喉衬内壁面，并沿高速气体流向扩散至裙部；沿整个喷管本体内型面形成一层冷却气膜，对喷管本体进一步进行冷却，有效防止高温高压气体对喷管本体内型面的烧蚀。
有益效果：
(1)本发明提供的有主动冷却系统的火箭发动机喷管结构，通过设置环状共轨空腔，主动冷却系统能够对喉衬进行可控压力的空气冷却，降低喉衬位置温度。
(2)本发明提供的有主动冷却系统的火箭发动机喷管结构，喉部的冷却气为空气且气流方向与高温高压高速气流垂直，冷却气流有效降低了粒子速度，减缓了粒子对喉部的冲击，同时空气进一步氧化粒子，更小的粒子对喉部冲蚀作用更小。
(3)本发明在喉部出现严重烧蚀导致喉径变大时，通过控制电动空气泵增大冷却气流的压力，减小冷却气与热气流形成界面的直径，保证等效喉径处于有效直径范围。
综合可见，本发明提供的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构可以减缓喉径的增大，同时通过控制电动空气泵实现对烧蚀喉径的弥补，提高喷管鲁棒性，可以更持久的保证发动机最佳性能，提高火箭发动机比冲。
(4)在喷管喉衬形成的气膜可以对喉衬和喷管裙部有一定的降温作用，提高了可靠性，同等工况应用下，可以采用更薄的喷管绝热层，减小了喷管的消极质量。
附图说明
图1是本发明提供的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构示意图；
图2是本发明提供的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构剖视图；
图3是本发明提供的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管控制原理示意图；
图4是本发明提供的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构工作示意图。
附图标记说明：
1-喷管本体；1.1-裙部；1.2-喉衬；1.3-共轨空腔；1.4-进气孔；2-主动冷却系统；2.1-电动空气泵；2.2-低压进气管；2.3-高压出气管；2.4-支架；3-动力电池；3.1-导线；4-控制系统；5-火箭点火；6-冷却气膜；6.1-冷却气方向；7-高速高温高压气流；7.1-热气流粒子气流方向。
具体实施方式
下面结合附图提供一份具体实施例，对本发明作更进一步的说明。
本发明提供的可以主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构如图1所示，包括喷管本体1、主动冷却系统2、动力电池3和控制系统4。喷管本体1包括沿轴线方向一体成型的圆台状裙部1.1和圆柱状喉衬1.2。喉衬1.2内部绕轴线方向设有圆环形共轨空腔1.3。喉衬1.2内壁面设有若干与共轨空腔1.3相连的进气孔1.4。特别地，本实施例中裙部和喉衬部均采用耐烧蚀结构制成。
主动冷却系统2包括电动空气泵2.1、低压进气管2.2、高压出气管2.3和支架2.4。电动空气泵2.1设置于喷管本体1上端，通过支架2.4安装固定。电动空气泵2.1外部伸出有低压进气管2.2，通过低压进气管2.2抽取外部低压冷却空气并进行压缩，通过与共轨空腔1.3相连的高压出气管2.3，将高压气体输入共轨空腔1.3，如图2所示。
电动空气泵控制进气孔均匀喷出冷气流，工作时与高温高压高速气流在喉衬位置的交界面直径即为等效喉径；根据实际喷管烧蚀情况，通过电动空气泵增加或减小压力，可以保证等效喉径处于有效直径范围。
动力电池3固定安装在喷管本体1下部，通过导线3.1将电动空气泵2.1连接在一起，为电动空气泵2.1供电。
本发明提供的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构控制方法如图3所示，控制系统4控制火箭点火5工作后，控制动力电池3与电动空气泵2.1电路连通，进而控制电动空气泵2.1正常工作。电动空气泵2.1将从低压进气管2.2吸入的空气进行加压，通过高压出气管2.3将高压空气送入共轨空腔1.3，高压共轨空腔1.3中的高压空气对喉衬1.2进行冷却，同时通过喉衬1.2上的进气口1.4将高压空气送入喷管本体1中，在喷管本体1内壁面高速高温高压气流7的作用下，在喷管本体1内型面形成一层冷却气膜6，对喉衬1.2以及喷管本体1内壁面进行冷却，减小喉径因高温烧蚀的扩大速度，具体如图4所示。
其中，喉衬1.2的冷却气为空气且冷却气方向6.1是垂直于热气流粒子方向7.1的，气流降低了粒子速度，减缓了粒子对喉衬1.2的冲击，同时空气进一步氧化粒子，更小的粒子对喉衬1.2冲蚀作用更小。
此外，当喉衬1.2出现严重烧蚀导致喉径变大时，控制系统4通过控制电动空气泵1.2提高冷却气的压力，减小冷却气与热气流形成界面的直径，保证等效喉径一直维持在有效喉径范围内，可以减缓喉径的增大，同时通过控制电动空气泵实现对烧蚀喉径的弥补，显著提高喷管鲁棒性，有效保证发动机更长久地处于最佳性能状态，提高了火箭发发动机的比冲。冷却气膜对喷管内型面的冷却作用，可以减小喷管绝热层的设计厚度，减小了消极质量。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出：对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (5)

1.一种主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构，其特征在于，包括喷管本体、主动冷却系统和控制系统；所述喷管本体包括沿轴线方向一体成型的裙部和喉衬；所述喉衬内部绕轴线方向设有环形共轨空腔；喉衬内壁面设有若干与共轨空腔相连的进气孔；所述主动冷却系统包括电动空气泵、低压进气管和高压出气管；所述电动空气泵通过低压进气管抽取外部低压冷却空气并进行压缩，通过与共轨空腔相连的高压出气管，将高压气体输入共轨空腔；所述控制系统用于控制主动冷却系统工作。
2.根据权利要求1所述的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构，其特征在于，所述电动空气泵通过支架安装在喷管本体上；喷管本体下部还安装有动力电池；所述动力电池通过导线与电动空气泵相连。
3.根据权利要求1所述的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构，其特征在于，所述控制系统在控制火箭点火后，进一步控制动力电池连通电动空气泵，使电动空气泵工作。
4.根据权利要求3所述的主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构，其特征在于，从所述进气孔均匀喷出冷气流，工作时与高温高压高速气流在喉衬位置的交界面直径即为等效喉径；根据实际喷管烧蚀情况，通过电动空气泵增加或减小压力，可以保证等效喉径处于有效直径范围。
5.基于权利要求1-4中任一项所述主动冷却喉衬的低烧蚀火箭发动机喷管结构的主动冷却方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤S1、控制系统控制火箭点火后，高温高压的高速气体流过喉道；此时控制系统控制动力电池和电动空气泵连通，电动空气泵开始工作；
步骤S2、电动空气泵通过低压进气管吸入空气，进行压缩后，将压缩气体通过高压出气管送入共轨空腔，环形共轨空腔内的高压空气对喉衬进行冷却；高压空气通过与共轨空腔相连的进气孔流入喉衬内壁面，并沿高速气体流向扩散至裙部；沿整个喷管本体内型面形成一层冷却气膜，对喷管本体进一步进行冷却，防止高温高压气体对喷管本体内型面的烧蚀；
步骤S3、当喉衬出现烧蚀导致实际喉径变大时，控制系统通过控制电动空气泵增大冷却气流的压力，减小等效喉径，保证等效喉径一直维持在有效喉径范围内，减缓喉径增大。
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