一种微推力偏心的特型喷管的制作方法

1.本发明涉及一种微推力偏心的特型喷管，属于特型喷管设计和微推力偏心喷管设计技术领域。


背景技术：

2.固体火箭发动机喷管的功能是使燃气流动加速以产生推力。喷管气动型面设计的主要任务是合理的选择收敛段、喉部及扩张段的型面几何结构，使喷管获得较高的效率。
3.喷管是固体火箭发动机的能最转换装置，它使高温燃气的内能转换成为燃气的动能，从而产生推力。同时，它又是燃气流量的控制装置，能使燃烧室内建立一定的工作压强。由于喷管内有高温燃气逐渐加速流动，因此，它的工作条件十分恶劣。
4.不少学者对固体火箭发动机喷管进行了大量研究，喷管扩张段的功能是使燃气加速到超声速，从喷管出口排出，产生推力，扩张段内型面一般设计成锥形，其工艺简单，成本较低。但由于有时对固体火箭发动机的性能要求较高或喷管长度要求较短时，只能采用特型喷管，从而在给定的长度范围内，设计出更大的扩张比。
5.特型喷管扩张段的造型比锥形喷管扩张段复杂，但特型喷管扩张段内型面是根据空气动力学特征线原理设计的，因而其气动性能要优于锥形喷管。特型喷管的出口气流近似平行于轴线，气流扩张损失小，推进剂能量发挥较充分，因此，对发动机喷管扩张段内型面进行优化改进便尤为重要。
6.由于喷管扩张段内燃面的非对称流动，喷管产生的推力与喷管轴线必然存在一定夹角，即推力偏心角。根据微推偏喷管的设计理论，通过改变喷管扩张段内型面和长度等因素，使喷管产生的推力方向趋近于喷管轴线方向，减小推力偏心角，提高喷管的可靠性。
7.在进行喷管设计时，应该保证如下的基本要求:
8.(1)效率高。因此喷管要有适当的膨胀比；要有良好的型面，使摩擦损失、散热损失、气流扩张损失和两相流等损失小。
9.(2)工作过程中能保持喷管喉部尺寸和型面完整。要求喷管应有良好的热保护。
10.(3)有足够的强度和刚度。喷管外壳要有足够的厚度，要有绝热层防护。
11.(4)结构质量要轻。喷管要有适当的膨胀比，选用合适的材料和结构。
12.(5)推力偏心小。
13.(6)结构工艺性好和经济性好。
14.目前对于特型微推力偏心喷管设计的相关研究比较少，特型喷管主要包括双圆弧型和抛物线型喷管，二者由于结构相对于普通的锥形喷管较为复杂，缺乏成熟的设计方案，近些年对微推偏喷管的研究比较多，大多为锥形微推偏喷管的设计研究，对于特型微推偏喷管的设计与研究较少。


技术实现要素：

15.本发明的目的是为了提供了一种微推力偏心的特型喷管，可用于减小火箭发动机
的推力偏心矩，增大火箭发动机喷管的推力，降低火箭弹飞行过程对预期弹道的偏离量，可有效提高无控火箭弹密集度低的问题。
16.本发明的目的是通过以下技术方案实现的：
17.本发明的一种微推力偏心的特型喷管，包括喷管外壳、前防护层、喷管喉衬、后防护层和喷管尾盖；
18.所述喷管外壳的前段内形为前端直径大、后端直径小的阶梯状圆柱形通孔，所述喷管外壳的后段为与所述喷管外壳前段相接的向后扩张的锥筒；所述喷管外壳的前端内壁和后端外壁均加工有连接螺纹；
19.所述前防护层为外径与所述喷管外壳前段小直径通孔相匹配的筒形件，所述前防护层的前端口部外壁设有径向向外延伸有环形定位台，所述前防护层的前端口部内壁加工有向后收敛的锥形工作面，所述前防护层的后端口部内侧设有喉衬定位台，所述喉衬定位台前端面为环形定位面，所述喉衬定位台的内壁为向后扩张的内凹弧形工作面；
20.所述前防护层的外壁粘固在所述喷管外壳前段内腔后端小直径通孔内，所述前防护层前端的环形定位台粘固在所述喷管外壳前段内腔的阶梯面上；
21.所述喷管喉衬的内形前段为向后收敛的外凸弧形工作面，所述喷管喉衬的内形后段为向后扩张的外凸弧形工作面，且所述喷管喉衬前后两段外凸弧形工作面的轴向弧线于相交处相切；
22.所述喷管喉衬粘固在所述前防护层内腔，使所述喷管喉衬内形的前后两端分别与所述前防护层内腔前端的锥形工作面、内腔后端的内凹弧形工作面相接，且所述喷管喉衬后段外凸弧形工作面与所述前防护层内腔后端内凹弧形工作面的轴向弧线于相交处相切；
23.所述后防护层的外形与所述喷管外壳后段锥筒的内形相匹配，所述后防护层的内形为向后扩张的内凹弧形工作面；
24.所述后防护层粘固在所述喷管外壳后段锥筒的内壁，且使所述后防护层的内腔与所述前防护层内腔后端的内凹弧形工作面拼接成同一弧度的工作面；所述喷管尾盖螺纹连接在所述喷管外壳后段的外壁后端，所述喷管尾盖的后端口部设有径向向内延伸的环形定位台，所述喷管尾盖通过环形定位台对所述后防护层的后端限位；所述喷管外壳的前端螺纹连接在燃烧室的后端；
25.其中，所述喷管喉衬的喉径rt满足下式：
26.rl＝100rt2；
27.其中，r为发动机装药的直径和l为发动机装药的长度；
28.所述喷管喉衬前段弧形工作面的圆弧半径为所述喷管喉衬的喉径的1～2倍；
29.所述喷管喉衬后段外凸弧形工作面的圆弧半径、所述前防护层后端喉衬定位台内壁的圆弧半径和所述后防护层内凹弧形工作面的圆弧半径均为所述喷管喉衬前段弧形工作面的圆弧半径5～10倍；
30.喷管扩张段的轴向长度为所述喷管喉衬的喉径的4～5倍。
31.有益效果
32.本发明的特型喷管，结构简单、便于安装、工作可靠，安装在不同的火箭发动机或者航天器上时，不需要对喷管的结构布局进行过多的改变，按照现有的火箭发动机尺寸直接进行升级改造后就可安装，成本低，研制周期短，更易于开展实验和投入量产；本发明的
特型喷管的扩张段采用了双圆弧喷管型面的设计，在相等喷管长度前提下可以增大喷管的扩张比，增大了喷管扩张段的空间，使燃气在喷管扩张段内进行充分的扩张，以达到增大喷管推力的效果。本发明的特型喷管根据推力偏心零点设计喷管扩张段的长度，达到喷管的推力偏心矩趋于零的目的，提高喷管的可靠性。
附图说明
33.图1为本发明特型喷管的结构示意图；
34.图中，1-喷管喉衬，2-喷管尾盖，3-喷管外壳，4-扩张段，5-防护层。
具体实施方式
35.下面结合附图和实施例对本发明的内容作进一步的描述。
36.实施例
37.如图1所示，本发明的一种微推力偏心的特型喷管，包括喷管外壳3、前防护层5、喷管喉衬1、后防护层4和喷管尾盖2；
38.所述喷管外壳3的前段内形为前端直径大、后端直径小的阶梯状圆柱形通孔，所述喷管外壳3的后段为与所述喷管外壳3前段相接的向后扩张的锥筒；所述喷管外壳3的前端内壁和后端外壁均加工有连接螺纹；
39.所述前防护层5为外径与所述喷管外壳3前段小直径通孔相匹配的筒形件，所述前防护层5的前端口部外壁设有径向向外延伸有环形定位台，所述前防护层5的前端口部内壁加工有向后收敛的锥形工作面，所述锥形工作面的倾斜角度为45
°
，所述前防护层5的后端口部内侧设有喉衬定位台，所述喉衬定位台前端面为环形定位面，所述喉衬定位台的内壁为向后扩张的内凹弧形工作面，所述内凹弧形工作面的圆弧半径为155mm；
40.所述前防护层5的外壁粘固在所述喷管外壳3前段内腔后端小直径通孔内，所述前防护层5前端的环形定位台粘固在所述喷管外壳3前段内腔的阶梯面上；
41.所述喷管喉衬1的内形前段为向后收敛的外凸弧形工作面，所述外凸弧形工作面的圆弧半径为50mm，所述喷管喉衬1的内形后段为向后扩张的外凸弧形工作面，所述外凸弧形工作面的圆弧半径为155mm，且所述喷管喉衬1前后两段外凸弧形工作面的轴向弧线于相交处相切，所述喷管喉衬1的喉径为12.5mm；
42.所述喷管喉衬1粘固在所述前防护层5内腔，使所述喷管喉衬1内形的前后两端分别与所述前防护层5内腔前端的锥形工作面、内腔后端的内凹弧形工作面相接，且所述喷管喉衬1后段外凸弧形工作面与所述前防护层5内腔后端内凹弧形工作面的轴向弧线于相交处相切；
43.所述后防护层4的外形与所述喷管外壳3后段锥筒的内形相匹配，所述后防护层4的内形为向后扩张的内凹弧形工作面，所述内凹弧形工作面的圆弧半径为155mm，所述后防护层4出口端内壁半径为30mm；
44.所述后防护层4粘固在所述喷管外壳3后段锥筒的内壁，且使所述后防护层4的内腔与所述前防护层5内腔后端的内凹弧形工作面拼接成同一弧度的工作面，喷管扩张段(所述喷管喉衬1的喉径至所述后防护层4出口端)的轴向长度为55mm；所述喷管尾盖2螺纹连接在所述喷管外壳3后段的外壁后端，所述喷管尾盖2的后端口部设有径向向内延伸的环形定
位台，所述喷管尾盖2通过环形定位台对所述后防护层4的后端限位；所述喷管外壳3的前端螺纹连接在燃烧室的后端。
45.对实施例喷管的内流场进行模拟仿真计算，即对喷管扩张段不同截面内对其推力矢量进行面积分，可以得到喷管扩张段各个垂直于轴线的截面沿着轴线方向的主推力fx和垂直于喷管轴线的侧向力fy，根据推力偏心角α的计算公式：tanα＝fy/fx，可计算出实施例得到的特型喷管的推力偏心角为0.65
°
，传统结构喷管在相同扩张比、扩张段长度条件下，喷管推力偏心角为2.35
°
，由此可看出实施例得到的特型喷管，极大地减小了喷管的推力偏心影响，提高了喷管推力的稳定性。