[发明专利]一种二次流喉栓发动机设计方法

说明书

本发明公开一种二次流喉栓发动机设计方法，包括以下步骤：根据二次流喉栓发动机总体指标要求，进行发动机推进剂装药设计；进行喉栓移动范围设计；进行二次流喉栓发动机基本型面设计；选择喉栓发动机结构和壳体材料；进行燃烧室、喷管及喉栓的热防护设计；进行喉栓伺服机构与轨道设计，进行喉栓发动机密封设计；选择二次流喷嘴结构参数及二次流喷注参数；设计所述喉栓内二次流气源；预估二次流喉栓发动机推力调节性能及喉栓发动机与喉栓伺服机构结构质量。本发明在进行发动机推力调节的同时使二次流与主流在喉栓表面形成的二次流包覆层可以减少喉栓的烧蚀，延长喉栓寿命并通过改变二次流工质的组分、状态，减轻主流对喉栓的烧蚀作用。

技术领域

本发明涉及固体火箭发动机领域，特别是涉及一种二次流喉栓火箭发动机的设计方法。

背景技术

通过改变发动机喷管喉部面积来调节推力是固体火箭发动机推力调节技术领域的一个研究分支。在发动机喷管型面固定的条件下，主要通过机械方式或流体方式改变喉部面积。

喉栓式发动机通过传动系统驱动，使嵌入在燃烧室内部的喉栓沿着发动机中心线作前后移动，能在不改变发动机外型的情况下，以机械方式实现喷管喉部几何面积的调节,从而改变推力大小。通过喉栓方案控制固体火箭发动机推力大小，可以获得推力调节范围大致为10-100的理想结果。但由于驱动喉栓需要相应的伺服机构，因而对于大型固体火箭发动机，喉栓尺寸的增大还会使附加驱动结构的质量大大增加；另外，喉栓在工作过程中受到高温主流的烧蚀、冲击，其工作寿命也会受到一定程度的影响，降低了该方案的可靠性。

二次流体喷注是指注射二次流到发动机喷管喉部附近的主流中，使二次射流与主流发生相互作用，改变主流流动状况，形成可变的柔性气动喉部，从而以流体方式改变发动机推力的大小，是固体火箭发动机推力调节技术的另一种手段。

二次流喉栓发动机设计方法，在传统喉栓发动机设计过程中引入二次流体喷注概念，通过掏空喉栓内部并填充固体推进剂装药作为二次流燃气源，并在喉栓的头部开设二次流喷注口，工作时二次流气源产生的低温高压二次流气体从喷注口喷出，在喉栓的表面形成包覆层，从而减小了高温主流与喉栓之间的直接接触，进而减少了主流对喉栓的高温烧蚀、冲击，有效的提高了喉栓的工作寿命。同时，将二次流射流源改为储存在喉栓内部的固体二次流气源，优化了固体火箭发动机的体积空间。

目前，虽然针对二次流喉栓发动机提出了概念与对应的结构，但缺少具体的设计方法和流程，本发明就是提出了二次流喉栓发动机的设计方法。

发明内容

本发明的目的是提供一种二次流喉栓发动机的设计方法，以解决上述现有技术存在的问题，使对固体火箭发动机的推力实现可控，以及使二次流与主流在喉栓表面形成的二次流包覆层可以减少喉栓的烧蚀，延长喉栓寿命并通过改变二次流工质的组分、状态，减轻主流对喉栓的烧蚀作用。

为实现上述目的，本发明提供了如下方案：本发明提供一种二次流喉栓发动机的设计方法，包括以下步骤：

S1、根据二次流喉栓发动机总体指标要求，计算所述二次流喉栓发动机的总冲，确定主推进剂；

S2、计算所述主推进剂的热力参数，基于所述热力参数和装药设计准则，设计药柱型面；

S3、基于所述药柱型面，结合喉栓发动机设计准则设计二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围；

S4、基于所述二次流喉栓发动机有效喉部面积变化范围，结合喉栓发动机设计准则，设计二次流喉栓发动机基本型面；

基于所述二次流喉栓发动机基本型面，选择二次流喉栓发动机材料；

进行喷管、燃烧室热防护设计；

进行喉栓热防护设计；

进行喉栓伺服机构与轨道以及二次流喉栓发动机密封设计；