固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置的制作方法

本發明涉及火箭發動機領域，特別涉及一種固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置。

背景技術：

火箭發動機噴管喉部通常為圓形，與收縮段、擴張段結合一起對燃氣進行加速，產生推力。

燃燒室壓力由燃氣性質、燃氣流量、喉部面積共同決定；文氏管具有與噴管類似的結構，由收縮段、喉部和擴張段組成，常由上游壓力、喉部面積共同決定流量，針栓式可調文氏管，利用錐形真栓，通過電機移動針栓位置改變喉部面積，從而改變流量；

上述方案存在如下缺點：針栓式文氏管常用于推進劑供應系統，電機驅動功率體積比小，不適應集成于噴管內，不能應用于點火、熄火等過程的理論研究，在推進劑及流量一定的條件下，不能實現燃燒室壓力的調節與控制。

技術實現要素：

本發明的目的在于提供一種固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置，以解決現有技術中存在的針栓式文氏管常用于推進劑供應系統，電機驅動功率體積比小，不適應集成于噴管內，不能應用于點火、熄火等過程的理論研究，推進劑及流量一定的條件下，不能實現燃燒室壓力的調節與控制的技術問題。

本發明提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置，包括殼體、噴管、噴管外殼、端蓋、針栓和彈簧；

所述殼體內通過針栓配合段分隔為燃氣腔和高壓氣腔，所述殼體上設有與所述燃氣腔連通的燃氣通道和與所述高壓氣腔連通的進氣口；

所述噴管通過所述噴管外殼與所述殼體的燃氣腔一端連接，所述噴管外殼用于與燃燒室身部連接；

所述噴管的管口包括依次連接的收縮段、喉部和擴張段；

所述端蓋安裝在所述殼體的高壓氣腔一端；

所述針栓包括依次連接的半球頭、錐形段、細段、粗段和彈簧定位凸臺，所述細段滑動安裝在所述針栓配合段上，所述錐形段穿過所述燃氣腔懸置在所述噴管的管口內，所述粗段滑動設置在所述高壓氣腔內，所述粗段與所述高壓氣腔之間形成限位臺階；

所述彈簧一端套裝在所述彈簧定位凸臺上，另一端與所述端蓋相抵靠。

進一步地，所述細段與所述針栓配合段為間隙設置并通過密封圈密封，所述粗段與所述限位臺階為間隙設置并通過密封圈密封。

進一步地，所述錐形段的半錐角為5-10°，所述錐形段的大徑端的直徑與所述噴管的喉部直徑相等，所述錐形段的小徑端的直徑為大徑端的直徑的1/4-1/2。

進一步地，所述針栓采用耐高溫燒蝕材料制成。

進一步地，所述燃氣通道沿所述殼體的周向布置4-6個。

進一步地，所述燃氣通道與所述殼體的軸線的夾角為30-60°。

進一步地，還包括高壓氣路，所述高壓氣路通過所述進氣口與所述高壓氣腔連接。

進一步地，所述高壓氣路包括依次連接的高壓氣瓶、增壓電磁閥、進氣可調孔板、緩沖氣罐、排氣可調孔板和泄壓電磁閥，所述緩沖氣罐與所述高壓氣腔連接。

進一步地，所述增壓電磁閥和所述泄壓電磁閥均為高速電磁閥。

進一步地，還包括測量控制系統，所述測量控制系統用于測量所述燃燒室的壓力、高壓氣腔的壓力、針栓的位置和速度；

所述測量控制系統用于控制所述增壓電磁閥、泄壓電磁閥的通斷；

所述測量控制系統用于控制所述進氣可調孔板、排氣可調孔板的流通面積。

本發明提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置，具有如下優點：

1、將噴管外殼與燃燒室身部連接，針栓受高壓氣腔的壓力和彈簧的彈簧力作用，調整高壓氣腔的壓力改變針栓位置，進而改變噴管的喉部直徑，通過控制噴管的喉部直徑的變化來改變燃燒室的壓力，從而實現燃燒室壓力以及燃燒室壓力變化速率的控制。

2、用于固液混合火箭發動機，可以研究一定氧化劑流量調節下，固體燃料燃面退移速度與燃燒室壓力的關系。

3、在發動機試驗中，通過噴管面積的調整，將燃燒室壓力與流量進行解耦，實現燃燒室壓力和流量的單獨控制，更有利于研究發動機的性能。

附圖說明

為了更清楚地說明本發明具體實施方式或現有技術中的技術方案，下面將對具體實施方式或現有技術描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖是本發明的一些實施方式，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發明實施例一提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置的結構示意圖。

圖2為本發明實施例一提供的高壓氣路的結構示意圖。

附圖標記：1-殼體；2-噴管；3-噴管外殼；4-端蓋；5-針栓；6-彈簧；11-針栓配合段；12-燃氣腔；13-高壓氣腔；14-燃氣通道；15-進氣口；21-收縮段；22-喉部；23-擴張段；51-半球頭；52-錐形段；53-細段；54-粗段；55-彈簧定位凸臺；7-限位臺階；8-密封圈；91-高壓氣瓶；92-增壓電磁閥；93-進氣可調孔板；94-緩沖氣罐；95-排氣可調孔板；96-泄壓電磁閥。

具體實施方式

下面將結合附圖對本發明的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有做出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。

在本發明的描述中，需要說明的是，術語“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明的限制。此外，術語“第一”、“第二”、“第三”僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性。

在本發明的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語“安裝”、“相連”、“連接”應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體地連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連，可以是兩個元件內部的連通。對于本領域的普通技術人員而言，可以根據具體情況理解上述術語在本發明中的具體含義。

實施例一：

圖1為本發明實施例一提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置的結構示意圖；圖2為本發明實施例一提供的高壓氣路的結構示意圖；如圖1-圖2所示，本發明提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置，包括殼體1、噴管2、噴管外殼3、端蓋4、針栓5和彈簧6；

所述殼體1內通過針栓配合段11分隔為燃氣腔12和高壓氣腔13，所述殼體1上設有與所述燃氣腔12連通的燃氣通道14和與所述高壓氣腔13連通的進氣口15；

所述噴管2通過所述噴管外殼3與所述殼體1的燃氣腔12一端連接，所述噴管外殼3用于與燃燒室身部連接；

所述噴管2的管口包括依次連接的收縮段21、喉部22和擴張段23；

所述端蓋4安裝在所述殼體1的高壓氣腔13一端；

所述針栓5包括依次連接的半球頭51、錐形段52、細段53、粗段54和彈簧定位凸臺55，所述細段53滑動安裝在所述針栓配合段11上，所述錐形段52穿過所述燃氣腔12懸置在所述噴管2的管口內，所述粗段54滑動設置在所述高壓氣腔13內，所述粗段54與所述高壓氣腔13之間形成限位臺階7；

所述彈簧6一端套裝在所述彈簧定位凸臺55上，另一端與所述端蓋4相抵靠。

需要說明的是，為提高氣體壓力和彈簧6力，粗段54直徑應盡可能大，從而減小半球頭51和錐形段52燃氣壓力對針栓5受力的影響。

優選地，所述噴管2與所述噴管外殼3之間采用粘接工藝連接，所述噴管外殼3與所述殼體1之間采用螺紋或焊接工藝連接，所述殼體1與所述端蓋4采用螺紋連接。

優選地，所述細段53與所述針栓配合段11為間隙設置并通過密封圈8密封，所述粗段54與所述限位臺階7為間隙設置并通過密封圈8密封。

需要說明的是，細段53與所述針栓配合段11之間的密封圈8可以不要，此時要求高壓氣腔13的部分氣體從細段53與所述針栓配合段11之間的間隙進入燃氣腔12后進入大氣，氣體漏氣量控制小一些形成氣膜，氣膜的形成一是有利于減小殼體1與針栓5的細段53的摩擦力，二是對針栓5起到了一定的冷卻作用延長針栓5的工作時間。

優選地，所述針栓5采用耐高溫燒蝕材料制成，如鎢滲銅。

優選地，所述錐形段52的半錐角為5-10°，更優選為7.5°，所述錐形段52的大徑端的直徑與所述噴管2的喉部22直徑相等，所述錐形段52的小徑端的直徑為大徑端的直徑的1/4-1/2。

優選地，所述燃氣通道14沿所述殼體1的周向布置4-6個，所述燃氣通道14與所述殼體1的軸線的夾角為30-60°，用于將燃氣引出。

優選地，還包括高壓氣路，所述高壓氣路通過所述進氣口15與所述高壓氣腔13連接。

優選地，所述高壓氣路包括依次連接的高壓氣瓶91、增壓電磁閥92、進氣可調孔板93、緩沖氣罐94、排氣可調孔板95和泄壓電磁閥96，所述緩沖氣罐94通過所述進氣口15與所述高壓氣腔13連接。

優選地，所述增壓電磁閥92和所述泄壓電磁閥96均為高速電磁閥，提供系統的相應速度。

高壓氣路的使用方法是：打開增壓電磁閥92對緩沖氣罐94進行增壓，通過進氣可調孔板93控制增壓的速度，打開泄壓電磁閥96對緩沖氣罐94進行泄壓，通過排氣可調孔板95控制泄壓的速度，泄壓電磁閥96的出口與大氣連接。

緩沖氣罐94通過管路與高壓氣腔13連通，使得高壓氣腔13的壓力與緩沖氣罐94的壓力時刻保持一致。

高壓氣路工作的介質可以是空氣、氮氣、氦氣。

在地面火箭發動機試驗中，優選氮氣。

在飛行試驗中，優選氦氣。

優選地，還包括測量控制系統，所述測量控制系統用于測量所述燃燒室的壓力、高壓氣腔13的壓力、針栓5的位置和速度；

所述測量控制系統用于控制所述增壓電磁閥92、泄壓電磁閥96的通斷；

所述測量控制系統用于控制所述進氣可調孔板93、排氣可調孔板95的流通面積。

測量控制系統通過上述設置，以實現燃燒室壓力的閉環伺服控制。

測量控制系統包括采集部分、數據處理部分、系統模型、控制算法、輸出信號等部分組成，在測量控制系統中建立固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置部分及高壓氣路部分的動態特性控制模型，采用pid等控制算法實現燃燒室壓力的閉環伺服控制。

本實施例提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置的工作過程是：

當燃燒室壓力高于預期壓力，增壓電磁閥92打開，緩沖氣罐94及高壓氣腔13壓力升高，針栓5左側受壓力增大，針栓5產生向右的加速度，針栓5右移，噴管2喉部22截面面積增大，燃燒室壓力減小；調整進氣可調孔板93的面積，調整緩沖氣罐94的增壓速度，改變針栓5的加速度、速度，從而改變燃燒室壓力下降的速度。

當燃燒室壓力低于預期壓力，泄壓電磁閥96打開，緩沖氣罐94及高壓氣腔13壓力降低，針栓5左側受壓力減小，針栓5產生向左的加速度，針栓5左移，噴管2喉部22截面面積減小，燃燒室壓力增大。

當燃燒室壓力與預期壓力相等，針栓5左側高壓氣腔13壓力與彈簧6力維持平衡，針栓5不移動，增壓電磁閥92、泄壓電磁閥96關閉，或進氣、排氣量正好相等，處于動態平衡，緩沖氣罐94壓力保持不變。

本實施例一提供的固液混合火箭發動機針栓式變喉徑噴管裝置，具有如下優點：

1、將噴管外殼3與燃燒室身部連接，針栓5受高壓氣腔13的壓力和彈簧6的彈簧力作用，調整高壓氣腔13的壓力改變針栓5位置，進而改變噴管2的喉部22直徑，通過控制噴管2的喉部22直徑的變化來改變燃燒室的壓力，從而實現燃燒室壓力以及燃燒室壓力變化速率的控制。

2、用于固液混合火箭發動機，可以研究一定氧化劑流量調節下，固體燃料燃面退移速度與燃燒室壓力的關系。

3、在發動機試驗中，通過噴管面積的調整，將燃燒室壓力與流量進行解耦，實現燃燒室壓力和流量的單獨控制，更有利于研究發動機的性能。

4、應用緩沖氣罐94，可以在高壓氣腔13容積受限的情況下，通過調節緩沖氣罐94容積，實現控制精度和響應速度的調整。

最后應說明的是：以上各實施例僅用以說明本發明的技術方案，而非對其限制；盡管參照前述各實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分或者全部技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的范圍。