改变发动机喉部通气面积的方法及其喷管和发动机与流程

1.本发明涉及到固体火箭发动机技术领域，尤其涉及一种改变发动机喉部通气面积的方法及实现该方法的喷管和发动机。


背景技术：

2.固体火箭发动机结构简单、维修方便、可靠性高、操纵简便，被广泛用于导弹动力系统。单室多推力的固体火箭发动机的非一级推力相对较小，对应的燃烧室压强也较小，不利于推进剂能量的发挥，导致火箭发动机比冲和总冲较低，即能量低。相对液体火箭发动机，固体火箭发动机可控性较差，在于其能量管理技术是业内亟需解决的短板，这也是固体火箭发动机的重要发展方向之一。实现根据需求对发动机能量优化分配输出，对提高发动机的能量，提高发动机能量利用率，增加导弹射程、末速度、过载能力和战场适应能力有着重要意义，将实现导弹系统跨越式升级。
3.目前优化火箭发动机能量分配的方案都是通过实时改变火箭发动机喉部面积来实现的，其中，通过喉栓轴向运动调节喉部通气面积是研究最多和最热门的一种方式，其原理是通过电机或燃气驱动喉栓棒在喷管喉部中间往复轴向运动，实现对喉部燃气流通面积的改变，从而实现能量的分配。
4.但是，这种方式下，由于火箭发动机工作环境恶劣，固定、密封和控制喉栓的结构需要延伸到火箭发动机头部，这不利于燃烧室装药设计，结构的复杂性会带来较大的消极质量，此外较长的喉栓会导致在喷管喉部的偏心问题，因此，变喷管喉部通气面积技术基本处于原理性探索和研究阶段。


技术实现要素：

5.针对现有技术的不足，本发明解决的技术问题是提供一种可变喉部通气面积的喷管及其固体火箭发动机，其结构更为简单，带来的消极质量小，不仅可以提高发动机的能量，而且实时改变发动机推力大小，可以优化发动机能量管理，提高导弹的射程、末速度、过载能力，以及生存能力。
6.本发明的技术方案是：一种改变发动机喉部通气面积的喷管，包括喷管壳体、喷管绝热层和喉衬，沿所述喷管壳体周向上设有若干径向孔，每个径向孔始自喉衬内表面，并可延伸至喷管壳体，所述径向孔内设置活动栓，与所述径向孔相连通的空间至少设有一个电发火管，其通电后产生的燃气，可驱动所述活动栓，由初始限位装置限定的初始位置，沿径向孔，达到终止限位装置限定的终止位置，并伸出所述喉衬内表面。
7.每个所述径向孔的末端设于粘接于所述喷管绝热层的凹槽上的喉栓座内，该凹槽外围设有一盖板，该盖板上设有孔，孔内接有密封盖或接线座，形成包围每个所述喉栓座的密闭空间，每个所述喉栓座内设有容纳所述电发火管的容置腔，其与径向孔相连通，所述接线座与电发火管电连接。
8.所述初始限位装置，包括一剪切销，该剪切销固定于所述活动栓上，并穿过所述径
向孔的孔壁。
9.所述终止限位装置，包括设于活动栓上的凹槽、设于所述喉栓座内的轴向孔及其内的固定销，和推动该固定销沿所述轴向孔移动并插入所述凹槽的动力机构。
10.所述动力机构，包括连通所述容置腔和轴向孔的燃气通道，和沿燃气通道流通到轴向孔内的位于固定销一侧的空间内的高压燃气。
11.所述喷管绝热层上设有环向槽，该环向槽连通每个径向孔和容置腔。
12.每个所述盖板上的孔内设有一个接线座，每个所述喉栓座的容置腔内设有电发火管。
13.每次伸出喉衬内表面的活动栓沿周向均布。
14.所述活动栓包括由外向内设置的固定杆、隔热垫片和耐烧杆， 其连接方式是胶接、双头螺栓连接、相互卯接或螺钉连接。
15.所述隔热垫片的材料是碳纤维复合材料、玻璃钢材料、热解石墨或橡胶材料。
16.所述耐烧杆的材料是高温难熔金属、陶瓷增强难熔金属、c/c材料或石墨。
17.所述耐烧杆横截面是圆形、菱形、对称多边形或对称流线型。
18.本发明还提供包括采用上述喷管的固体火箭发动机，在这种固体火箭发动机内可实现一种改变发动机喉部通气面积的方法，所述方法包括如下步骤：步骤1），发动机点火器引燃燃烧室药柱；步骤2），电发火管通电，形成高压气体，高压气体解除初始限位装置对活动栓的限制；步骤3），活动栓沿径向孔向喉衬内表面移动，直至到达终止限位装置限定的终止位置，并伸出喉衬内表面。
19.优选地，所述电发火管为复数个，先后通电复数次，每次通电后伸出的若干活动栓沿周向均布。
20.本发明的技术效果是:一、当电发火管获得触发信号后，引燃火药，产生高压气体，驱动活动栓沿径向向喷管中心运动，从而缩小了喉部通气面积，装配了此喷管的固体火箭发动机，将获得改变了的压强和推力，实现预期的战术性能，同时实现了能量的有效管理和分配。
21.二、本发明的活动栓，其固定、运动的实现，主要是在与其连接的喉栓座内完成，整体结构更为简单，当然消极质量较小。
22.三、本发明设计了与容置腔连通的环形槽，高压燃气可同时到达各个位置的活动栓，使得喉部面积一次改变到位，也可先后多次触发各电发火管，使得高压燃气先后多次到达各个位置的活动栓，从而喉部面积多次改变到位，满足不同的战术性能的要求。
附图说明
23.图1是本发明的固体火箭发动机的三维结构图。
24.图2是本发明的第一实施例喷管初始时刻的剖视图。
25.图3是图2的a-a剖面图。
26.图4是图2的b-b剖面图。
27.图5是图2的i局部放大图。
28.图6是图2所示的喉部通气面积缩小的剖视图。
29.图7是图6的a-a剖面图。
30.图8是本发明的第二实施例喷管初始时刻的剖视图。
31.图9是图8的a-a剖面图。
32.图10是图8所示的喷管第一次缩小喉部通气面积的剖视图。
33.图11是图10的a-a剖面图。
34.图12是图8所示的喷管第二次缩小喉部通道面积的剖视图。
35.其中：01-点火器，02-装药燃烧室，03-喷管，1-盖板，2-喉栓座，201-径向孔，202-容置腔，203-燃气通道孔，204-轴向孔，3-活动栓，31-固定杆，32-隔热垫片，33-耐烧杆，4-喉衬，5-喷管绝热层，6-喷管壳体，7-接线座，8-电发火管，9-密封圈，10-固定销，11-弹簧，12-剪切销，13-密封圈，14-密封盖。
实施方式
36.现结合附图，对本发明的实施例作详细说明。
37.参见图1～图2，本发明的固体火箭发动机，包括点火器01、主要由燃烧室壳体和药柱组成的装药燃烧室02及喷管03，点火器01位于燃烧室壳体的前端，喷管03与燃烧室壳体尾部通过螺纹连接。喷管03，是一个组件，一般包括喉衬4、喷管绝热层5、喷管壳体6，喉衬4装入喷管绝热层5，用胶粘接；喷管绝热层5装入喷管壳体6，用胶粘接；但本发明的喷管，还包括可伸出喉衬4内表面的活动栓3，以此改变喉部燃气的通道面积。
38.参见图3，活动栓3包括固定杆31、隔热垫片32和耐烧杆33，将固定杆31、隔热垫片32和耐烧杆33依次连接为活动栓3，连接方式包括但不限于胶接、双头螺栓连接、相互卯接和螺钉连接；隔热垫片32的作用是防止高温迅速传到固定杆31，其材料包括但不限于碳纤维复合材料、玻璃钢材料、热解石墨和橡胶材料。好的选材具有极佳的隔热效果。耐烧杆33材料包括但不限于高温难熔金属、陶瓷增强难熔金属、c/c材料和石墨，好的选材具有极佳的耐烧蚀、耐冲刷效果。耐烧杆横截面包括但不限于圆形、菱形、对称多边形、对称流线型，对称直线与曲线构成的复杂形面，好的截面形状有益于减小燃气的流动损失。
39.参见图2，喉衬沿周向设有若干径向通孔，所述活动栓3位于所述径向通孔201内，相对喉衬4内表面做伸缩运动，由此改变着喉衬4处通气面积大小。如果一次改变到位，则是本发明的第一实施例；如果多次改变到位，则是本发明的第二实施例。
40.参见图2、图3和图5，活动栓3与喉栓座2相连。喉栓座2的外部形状无特殊要求，其内部结构有一些讲究，喉栓座2内设有用于放置电发火管8的容置腔202、与容置腔202贯通的径向孔201，垂直于径向孔201的轴向孔204、连通容置腔202与轴向孔204的燃气通道孔203。喷管绝热层5上事先加工出用于放置喉栓座2的凹槽，喉栓座2用胶水粘接固定在所述凹槽内，喉栓座内的径向孔201与喉衬上的径向通孔同轴，前者可看作是后者的径向延伸，从而使得活动栓有容身之地。相应地，围住所述喷管绝热层的的凹槽，有喷管壳体6凸出形成的侧壁，盖板1覆盖于侧壁上，借助胶水形成密封空间。盖板上设有连接接线座7或密封盖14的孔，顾名思义，接线座7上设有连接电发火管8的导线，它与密封盖14一样，都是为了获得空间的密封性。
41.参见图2、图3和图5，保障棒状活动栓3的可靠地伸出喉衬4内表面，需考虑三个方
面，即初始限位装置限定的初始定位，终止限位装置限定的终端定位，和动力释放。初始限位装置包括剪切销12，其贯穿固定杆31和径向孔201的孔壁，从而初始定位了固定杆31；电发火管8获得点火信号后，迅速引燃，释放出大量高压气体，进入径向孔201；同时，经燃气通道孔203，也迅速进入轴向孔204。轴向孔204内设有固定销10，棒状活动栓3上具有两个凹槽，高压气体使固定销10受到向左移动的推力，也使得棒状活动栓3向下移动，当二者相遇时，固定销10插入第一凹槽，使得棒状活动栓3定位，于是，在终止限位装置的作用下，活动栓得以固定，并伸出喉衬内表面，从而喉部燃气面积改变到位。
42.参见图2和图5，优选地，棒状活动栓3和固定销10上，都带有密封圈9，13，使得它们在移动时，仍保持密封性。
43.参看图2～图7，是本发明的第一实施例，在喷管绝热层5，其外表面上设有一环形槽50，该环形槽50与每个喉栓座上的燃气通道孔203连通。至少一个喉栓座的容置腔202内，设有一个电发火管8。当该电发火管8引燃时，在容置腔202产生高压燃气，燃气通过燃气通道孔203，流入所述环形槽50，再经过另外的燃气通道孔203，迅速窜至其它容置腔，最后到达每个喉栓座的径向孔201，作用于棒状活动栓3的端面，剪断剪切销12，各个不同位置的棒状活动栓3，同时伸出喉衬4内表面，从而喉部燃气通道面积一次改变到位。
44.当导弹需要提高推力时，导弹点燃一个电发火管8，电发火管8工作时产生高压燃气，高压燃气通过燃气通道，同时作用在与通道相连的多个活动栓端面，剪断剪切销12，推动活动栓3沿喷管径向向喷管中心运动，缩小发动机的喉部燃气通道面积，提高发动机内压，从而提高发动机推力和总冲，即提高发动机能量。
45.参看图8～图12，是本发明的第二实施例，与第一实施例不同的是，没有设计环形槽，每个喉栓座的容置腔202内都设有一电发火管8，每个电发火管8依据导弹总体需要独立点燃，互相不依赖，从而所有电发火管8的点燃具有先后顺序，喉部通气面积多次改变。必须说明的是，每次点燃的电发火管8对应的活动栓沿喉衬4周向均布，并且伸出喉衬4长度相同，这样可保证发动机的推力不偏心，获得预期的弹道曲线。
46.参看图10～图11，活动栓3到达预定位置时，弹簧11弹力推动固定销10运动并插入活动栓3的凹槽内，从而固定活动栓3；当导弹需要提高推力时，导弹同时点燃喉栓座2里的电发火管8，电发火管8均布在喷管03圆周上，电发火管8工作时产生高压燃气，高压燃气通过燃气通道，作用在与通道相连的活动栓端面，剪断剪切销12，推动活动栓3沿喷管03径向向喷管中心运动，缩小发动机的喉部燃气通气面积，提高发动机内压，从而提高发动机推力和总冲；参看图12，当导弹需要更进一步提高发动机推力时，导弹同时点燃喉栓座2里的其它电发火管8，发火电发火管8均布在喷管03圆周上，电发火管8工作时产生高压燃气，高压燃气通过径向孔201，作用在与径向孔201相连的活动栓3端面，剪断剪切销12，推动活动栓3沿喷管03径向向喷管中心运动，进一步缩小发动机的喉部燃气通道面积，进一步提高发动机内压，从而进一步提高发动机推力和总冲，即提高发动机能量。
47.有益效果
48.可变喷管燃气喉部通道面积的装置结构简单，消极质量小。
49.对常规的共喷管单室多推力固体火箭发动机而言，可以在燃烧室较低压强对应的较小推力时，实时点燃电发火管，其产生的燃气推动活动栓沿喷管径向向喷管中心运行，剪
断剪切销，缩小发动机喉部通气面积，提高发动机内压，从而提高发动机的比冲和总冲，即提高发动机的能量。
50.导弹在飞行过程中，可以根据导弹需求，合理分配火箭发动机的能量，实时多次点燃电发火管，其产生的燃气推动活动栓沿喷管径向向喷管中心运动，剪断剪切销，缩小发动机喉部通气面积，提高发动机内压和推力，从而提高导弹的射程、飞行速度和过载能力，也可以提高导弹的生存能力。
51.以上所述仅是本发明的较佳实施例而已，并非对本发明做任何形式上的限制，虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明，任何熟悉本专业的技术人员，在不脱离本发明技术方案的范围内，当可利用上述揭示的技术内容作出些许变动或修饰为等同变化的等效实施例，但凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化与修饰，均仍属于本发明技术方案的范围内。

技术特征：
1.一种改变发动机喉部通气面积的喷管，包括喷管壳体、喷管绝热层和喉衬，其特征是:沿所述喷管壳体周向上设有若干径向孔，每个径向孔始自喉衬内表面，并可延伸至喷管壳体，所述径向孔内设置活动栓，与所述径向孔相连通的空间至少设有一个电发火管，其通电后产生的燃气，可驱动所述活动栓，由初始限位装置限定的初始位置，沿径向孔，达到终止限位装置限定的终止位置，并伸出所述喉衬内表面。2.如权利要求1所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：每个所述径向孔的末端设于粘接于所述喷管绝热层的凹槽上的喉栓座内，该凹槽外围设有一盖板，该盖板上设有孔，孔内接有密封盖或接线座，形成包围每个所述喉栓座的密闭空间，每个所述喉栓座内设有容纳所述电发火管的容置腔，其与径向孔相连通，所述接线座与电发火管电连接。3.如权利要求1所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述初始限位装置，包括一剪切销，该剪切销固定于所述活动栓上，并穿过所述径向孔的孔壁。4.如权利要求1所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述终止限位装置，包括设于活动栓上的凹槽、设于所述喉栓座内的轴向孔及其内的固定销，和推动该固定销沿所述轴向孔移动并插入所述凹槽的动力机构。5.如权利要求4所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述动力机构，包括连通所述容置腔和轴向孔的燃气通道，和沿燃气通道流通到轴向孔内的位于固定销一侧的空间内的高压燃气。6.如权利要求2所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述喷管绝热层上设有环向槽，该环向槽连通每个径向孔和容置腔。7.如权利要求2所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：每个所述盖板上的孔内设有一个接线座，每个所述喉栓座的容置腔内设有电发火管。8.如权利要求6或7所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：每次伸出喉衬内表面的活动栓沿周向均布。9.如权利要求1所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述活动栓包括由外向内设置的固定杆、隔热垫片和耐烧杆， 其连接方式是胶接、双头螺栓连接、相互卯接或螺钉连接。10.如权利要求9所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述隔热垫片的材料是碳纤维复合材料、玻璃钢材料、热解石墨或橡胶材料。11.如权利要求9所述的改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述耐烧杆的材料是高温难熔金属、陶瓷增强难熔金属、c/c材料或石墨。12.如权利要求9所述的可改变发动机喉部通气面积的喷管，其特征是：所述耐烧杆横截面是圆形、菱形、对称多边形或对称流线型。13. 一种可改变发动机喉部通气面积的固体火箭发动机，包括点火器、主要由燃烧室壳体和药柱组成的装药燃烧室及喷管，其特征是：所述喷管如权利要求1 ~12之一所述。14.一种改变发动机喉部通气面积的方法，其中，沿所述喷管壳体周向上设有若干径向孔， 每个径向孔始自喉衬内表面，并可延伸至喷管壳体，所述径向孔内设置活动栓，与径向孔相连通的空间至少设有一个电发火管，其特征是，所述方法包括如下步骤：步骤1），发动机点火器引燃燃烧室药柱；步骤2），电发火管通电，形成高压气体，高压气体解除初始限位装置对活动栓的限制；
步骤3），活动栓沿径向孔向喉衬内表面移动，活动栓到达终止限位装置限定的终止位置，被固定住，并伸出喉衬内表面。15.如权利要求14所述的改变发动机喉部通气面积的方法，其特征是：所述电发火管为复数个，先后通电复数次，每次通电后伸出的若干活动栓沿周向均布。

技术总结
本发明属于固体火箭发动机领域，其提供了一种改变发动机喉部通气面积的喷管结构，包括喷管壳体、喷管绝热层和喉衬，沿所述喷管壳体周向上设有若干径向孔，每个径向孔始自喉衬内表面，并可延伸至喷管壳体，所述径向孔内设置活动栓，与所述径向孔相连通的空间至少设有一个电发火管，其通电后产生的燃气，可驱动所述活动栓，由初始限位装置限定的初始位置，沿径向孔，达到终止限位装置限定的终止位置，并伸出所述喉衬内表面。本发明结构简单，不仅可以提高火箭发动机的能量，还可以根据导弹需求优化火箭发动机的能量管理，提高导弹的射程、末速度、过载能力和生存能力。过载能力和生存能力。过载能力和生存能力。


技术研发人员：请求不公布姓名
受保护的技术使用者：杨嘉琦
技术研发日：2023.02.24
技术公布日：2023/5/26