一種推力可控的固體火箭發動機的制作方法
【技術領域】
[0001]本發明涉及一種推力可控的固體火箭發動機，尤其涉及采用二次流體噴射的推力控制的火箭發動機，屬于流體噴射的變推力發動機領域。
【背景技術】
[0002]二次流體噴射是指通過注射二次射流到發動機噴管喉部或者噴管擴張段的主流中，二次射流和主流發生相互作用，改變主流流動狀況，從而改變發動機推力的大小和方向。
[0003]通過改變噴管喉部面積來調節推力是固體火箭發動機推力調節技術領域的一個研宄分支。在固定噴管型面的條件下，改變喉部面積的方法主要有機械和渦流閥兩種方法。
[0004]機械方法主要是帶可移動的喉拴，通過喉拴的移動來改變喉部面積。該方法主要適用于小型的固體火箭發動機。因為驅動喉拴要有相應的傳動伺服機構，因而用于大型固體火箭發動機時，喉拴的尺寸會增大，使附加結構質量大大增加并且轉動部件的存在也降低了該方法的可靠性。另外，機械方法僅能調節推力大小，不能調節推力方向。
[0005]渦流閥方案是在燃燒室噴管入口處切向地噴入二次射流，使主流產生回旋從而減小流通面積，進而調節推力大小。該方案在燃燒室內須要放置一個中心分流體，會增加結構質量，并且回旋容易增加燃燒室內顆粒的沉積。另外，回旋也會使噴管出口處噴流的徑向動量增加，造成推力系數降低，同時，渦流閥方案僅能調節推力大小，不能調節推力方向。
[0006]二次流體噴射方案既能進行推力的大小控制，也能進行推力的方向調節，極大的提高系統的應用效率。該方案沒有移動部件，可靠性高；可整合推力大小控制和矢量控制系統，使發動機系統簡化。二次射流如果在喉部對稱的噴入則起到調節喉道面積的作用，改變推力大小；如果在喉部附近非對稱的噴入，則會使噴管音速面傾斜，使主流在亞音速區就產生偏轉，從而改變推力的方向；如果在噴管擴張段非對稱的噴入，則會形成誘導激波，改變推力方向。同時，二次射流的排出本身可提供額外的推力。另外，不同狀態的工質也會對發動機的推力產生的不同效果。
【發明內容】
[0007]本發明要解決的技術問題是實現對固體發動機推力可控。本發明公開的一種推力可控的固體火箭發動機，通過根據實際推力需求更換不同的噴管實現不同發動初始設計推力，通過調節二次流流量及壓強實現對發動機推力實時調節。本發明可用于各種要求固體發動機具有推力大小調節控制的設備。
[0008]本發明的目的是通過下述技術方案實現的:
[0009]本發明公開的一種推力可控的固體火箭發動機，包括燃燒室、二次流側向前密封O型圈、收斂段、壓蓋、噴管外壁，二次流側向后密封O型圈、二次射流注入裝置、噴管喉襯套、噴管喉襯、連接密封O型圈、推進劑、絕熱層。
[0010]所述的二次射流注入裝置用于將二次流通過收斂段、噴管喉襯套、噴管喉襯射入到噴管主流中；二次射流注入裝置對稱固定連接在噴管外壁的兩側，用于抵消二次射流通過二次射流注入裝置注入對發動機推力產生的影響。
[0011]所述的噴管喉襯是在已有的噴管喉襯結構上設有噴射孔，與噴管喉襯套通孔相對，用于引入通過收斂段由二次射流注入裝置注入的二次流。所述的噴管喉襯與收斂段、噴管喉襯套的內表面共同形成發動機噴管內型面；所述的噴管喉襯與噴管喉襯套緊密配合進行密封。
[0012]所述的收斂段作為發動機噴管的組成部分，并起到對噴管外壁面的絕熱保護作用，與噴管喉襯套之間采用耐高溫密封涂料進行密封，防止二次流從收斂段與噴管喉襯套接觸面縫隙泄漏到燃燒室內或泄露到發動機外。
[0013]所述的噴管外壁用于固定收斂段，具有配合密封的作用；所述的噴管外壁設有與二次射流注入裝置相連接的通孔；為方便噴管拆卸，所述的噴管外壁上部氣流出口的孔徑比噴管喉襯套外徑大；所述的噴管外壁內側面具有凸臺用于與收斂段的側面采用二次流側向前密封O型圈與二次流側向后密封O型圈進行密封；所述的噴管外壁與發動機燃燒室固定連接，所述的固定連接方式優選燃燒室通過螺紋與噴管外壁連接，并通過連接密封O型圈在連接螺紋根部進行密封。
[0014]所述的噴管喉襯套用于固定噴管喉襯并將二次流從收斂段引入噴管喉襯噴嘴中。
[0015]所述的壓蓋用于固定噴管喉襯套。
[0016]所述的二次流側向前密封O型圈、二次流側向后密封O型圈、連接密封O型圈起到密封作用。
[0017]所述的連接密封O型圈放置在燃燒室連接螺紋退刀槽處，通過噴管外壁螺紋前端的內壁面與燃燒室連接螺紋退刀槽相互擠壓達到密封效果，防止燃燒室燃氣從燃燒室壁面與收斂段接觸面縫隙及燃燒室與噴管外壁連接螺紋處泄漏到發動機外。
[0018]所述的二次流側向前密封O型圈放置在收斂段側面前側的凹槽內，通過噴管外壁內壁面與收斂段外壁面噴管凹槽相互擠壓達到密封效果，防止二次射流從噴管外壁內壁面與收斂段外壁面縫隙泄漏到發動機外。
[0019]所述的二次流側向前密封O型圈放置在收斂段側面后側的凹槽內，通過噴管外壁內壁面與收斂段外壁面噴管凹槽相互擠壓達到密封效果，防止二次射流從噴管外壁內壁面與收斂段外壁面縫隙泄漏到燃燒室。
[0020]所述的燃燒室用于放置固體發動機的推進劑，并與收斂段形成發動機工作時的推進劑燃燒的燃燒室。所述的燃燒室與噴管外壁固定連接。所述的固定連接方式優選燃燒室通過螺紋與噴管外壁連接。
[0021]所述的絕熱層用于隔絕推進劑與燃燒室，防止發動機工作時燃燒室過熱。
[0022]本發明的一種新型推力可控的固體火箭發動機的工作過程為:
[0023]在發動機點火前，根據實際工作時所需推力調節范圍，改變噴管參數，噴管喉襯套、噴管喉襯更換過程為，擰下壓蓋，噴管喉襯套、噴管喉襯作為整體取出，更換相應的噴管喉襯套、噴管喉襯組件，從后方將噴管喉襯套、噴管喉襯組件安回發動機上，噴管喉襯套與收斂段接觸部分涂抹耐高溫密封膠。采用上述噴管易于更換結構，可根據初始設計推力大小安裝或更換噴管。
[0024]發動機正常工作時，推進劑在燃燒室內燃燒產生主流氣體，主流氣體通過發動機收斂段，噴管喉襯和噴管喉襯套膨脹加速，產生推力；當需要改變推力大小時，通過改變注入二次射流的流量和壓強實現發動機推力大小的實時調控。發動機推力大小具體調節過程為，二次射流通過二次射流注入裝置對稱注入，對稱注入用于抵消二次射流注入對發動機推力產生的影響，二次射流在噴管喉襯套、噴管喉襯間的空腔內形成穩定壓強的氣流或者液流，再均勻的射入噴管喉部，從而與主流氣體擠壓或者發生化學反應，實現發動機推力大小的實時調控。
[0025]有益效果:
[0026]1、本發明的一種推力可控的固體火箭發動機，通過根據實際推力需求更換不同的噴管實現不同發動初始設計推力。
[0027]2、本發明的一種新型推力可控的固體火箭發動機可以根據實際需求，通過調節二次流流量及壓強實現對發動機推力大小控制。
[0028]3、本發明的一種推力可控的固體火箭發動機可用于各種要求固體發動機具有推力大小調節控制的設備。
【附圖說明】
[0029]圖1為本發明的一種推力可控的固體火箭發動機的剖視圖。
[0030]其中:1-燃燒室、2-二次流側向前密封O型圈、3-收斂段、4-壓蓋、5-噴管外壁，6- 二次流側向后密封O型圈、7- 二次射流注入裝置、8-噴管喉襯套、9-噴管喉襯、10-連接密封O型圈、11-推進劑、12-絕熱層。
【具體實施方式】
[0031]下面結合附圖和實施例對本發明做進一步的說明。
[0032]實施例1
[0033]如圖1所示，本實施例的一種推力可控的固體火箭發動機，包括燃燒室1、二次流側向前密封O型圈2、收斂段3、壓蓋4、噴管外壁5，二次流側向后密封O型圈6、二次射流注入裝置7、噴管喉襯套8、噴管喉襯9、連接密封O型圈10、推進劑11、絕熱層12。
[0034]所述的二次射流注入裝置7用于將二次流通過收斂段3、噴管喉襯套8、噴管喉襯9射入到噴管主流中；二次射流注入裝置7對稱固定連接在噴管外壁5的兩側，用于抵消二次射流通過二次射流注入裝置7注入對發動機推力產生的影響；
[0035]所述的噴管喉襯9是在已有的噴管喉襯結構上設有噴射孔，與噴管喉襯套8通孔相對，用于引入通過收斂段3由二次射流注入裝置7注入的二次流。所述的噴管喉襯9與收斂段3、噴管喉襯套8的內表面共同形成發動機噴管內型面；所述的噴管喉襯9與噴管喉襯套8緊密配合進行密封。
[0036]所述的收斂段3作為發動機噴管的組成部分，并起到對噴管外壁5面的絕熱保護作用，與噴管喉襯套8之間采用耐高溫密封涂料進行密封，防止二次流從收斂段3與噴管喉襯套8接觸面縫隙泄漏到燃燒室I內或泄露到發動機外。
[0037]所述的噴管外壁5用于固定收斂段3，具有配合密封的作用；所述的噴管外壁5設有與二次射流注入裝置7相連接的通孔；為方便噴管拆卸，所述的噴管外壁5上部氣流出口的孔徑比噴管擴張段孔徑大；所述的噴管外壁5內側面具有凸臺用于與收斂段3的側面采用二次流側向前密封O型圈2與二次流側向后密封O型圈進行密封6 ;所述的噴管外壁5與發動機燃燒室I螺紋連接，并通過連接密封O型圈10在連接螺紋根部進行密封。
[0038]所述的噴管喉襯套8用于固定噴管喉襯9并將二次流從收斂段3引入噴管喉襯9噴嘴中。
[0039]所述的壓蓋4用于固定噴管喉襯套8。
[0040]所述的二次流側向前密封O型圈2、二次流側向后密封O型圈6、連接密封O型圈起到密封作用10。