一种可渗透喷管的环缝式进气结构

1.本发明涉及航空宇航技术领域，具体为一种可渗透喷管的环缝式进气结构。


背景技术：

2.固体火箭发动机因为推力可观、结构简单、安全可靠等优势，在航空航天领域具有举足轻重的地位。喷管作为火箭发动机的重要部件之一，其性能会显著影响发动机的推力大小及工作稳定性。当前，传统喷管的使用已趋近成熟，但传统喷管只在设计高度拥有最优性能。当工作范围低于或者高于设计高度时，传统喷管将进入过膨胀工作状态或欠膨胀工作状态，严重影响喷管的推力性能。此外，喷管过膨胀状态严重时还将引起喷管内壁的非稳定流动分离，产生侧向载荷，降低喷管工作的稳定性。
3.为了提升火箭发动机喷管的推进性能，减小在低空工作高度下的推力损失，现阶段主要通过使用具有高度补偿能力的喷管来解决该问题，如双钟型喷管、塞式喷管、膨胀偏流喷管和延伸喷管等。其中可渗透高度补偿喷管(简称可渗透喷管)的型面与传统喷管一致，具有型面连续、可靠性高、结构简单、无需机械装置、可连续补偿等优点。可渗透喷管基础段部分与传统喷管结构相同，可渗透段则采用多孔介质或多孔板材料，当喷管壁面内外压力不平衡时，气体将自动从压力高的一侧流向压力低的一侧。在低空环境下外界气压高于喷管可渗透段内壁面压强，气流进入喷管内部进行补偿，随着飞行高度的增加，环境压力越来越低，直至低于喷管内壁面，在此高度以上的工作范围内喷管可渗透段处会有少量的气体泄出，从而导致高空性能较低。
4.可渗透喷管高空性能差的问题可以通过减少喷管内气体外泄量的方式解决，如降低孔隙率、减小孔径等以增大可渗透段的阻力，但阻力的增加将会减小喷管的低空补偿效果。为在保证可渗透喷管高度补偿能力的同时，提高其高空性能，发明一种位于可渗透喷管扩张段部分的环缝式进气结构，将采用该进气结构的可渗透喷管称为环缝式进气可渗透喷管。


技术实现要素：

5.本发明提供了一种可渗透喷管的环缝式进气结构，其目的在于解决可渗透喷管高空推力性能较差的问题。
6.本发明的目的是这样实现的：本发明提供一种可渗透喷管的环缝式进气结构，采用该进气结构的可渗透喷管称为环缝式进气可渗透喷管。
7.环缝式进气可渗透喷管在喷管扩张段具有环缝式的进气结构，进气道出口封闭，此结构将可渗透喷管的可渗透段结构完全包裹，气体流经进气结构、通过可渗透段的小孔进出。在低空工作状况下，环境压力远大于喷管内壁面压力，外界大气通过进气道入口进入环缝式进气结构，再从可渗透段进入喷管内部；在高空工作状况下，飞行器的速度较高，进气道内部的气流具有一定的动压，相当于提高了可渗透段外壁面的压强，使喷管内燃气无法从可渗透段溢出，从而抑制喷管泄压，减小高空推力损失。
8.与现有技术相比，本发明的有益效果是：与普通的可渗透喷管相比，环缝式进气可渗透喷管的高空推力损失程度降低。对于大扩张比喷管，喷管在低空飞行工况时，扩张段壁面的外压远高于内压，因此，在低空飞行工况下，可渗透喷管可以将外界气流经可渗透段引入喷管内，减小低空飞行工况下的推力损失。本发明所述的环缝式进气可渗透喷管在喷管扩张段增加环缝式的进气结构，该结构将可渗透喷管的可渗透段完全包裹，进入可渗透段的气流全部来自该环缝式进气结构，外界大气无法直接通过可渗透段进入喷管。使用环缝式进气结构后，在高空飞行工况下，该结构可以对进气道内原本低压的外界气流进行增压，使可渗透段内外壁面压力平衡，从而抑制喷管内气体外泄，显著提高高空性能；在低空飞行工况下，环缝式进气结构不影响可渗透喷管的渗透效果，保证可渗透喷管在低空飞行高度下仍然具备较好的推力补偿能力。
附图说明
9.图1a、图1b是环缝式进气可渗透喷管整体结构的示意图。
10.图2是可渗透喷管扩张段环缝式进气结构的局部放大图。
11.图3低空工况下的环缝式进气可渗透喷管(上)与传统喷管(下)流动结构对比图。
12.图4高空工况下的环缝式进气可渗透喷管(上)与传统喷管(下)流动结构对比图。
具体实施方式
13.下面结合附图与具体实施方式对本发明作进一步详细描述。
14.图1a、图1b为环缝式进气可渗透喷管整体结构的示意图，该结构将喷管可渗透段完全包裹，1为小支板，环缝式进气结构沿着周向每隔90
°
通过小支板与喷管相连。
15.图2为喷管扩张段的环缝式进气结构的局部放大图，小支板1显示为剖面图。
16.图3为环缝式进气可渗透喷管(上)与传统喷管(下)在低空飞行高度下流动结构对比图。图3上半部分是环缝式进气可渗透喷管在低空工作时喷管内部流动结构示意图，此时喷管处于过膨胀状态，环缝式进气结构中的气流在压差的作用下通过可渗透段作用进入喷管内部，有效阻止回流产生并抑制激波强度，提高喷管低空性能；图3下半部分是传统喷管在低空工作时喷管内部流动结构示意图，由于外界大气压远大于喷管出口压强，在喷管出口截面和流动分离点处有回流产生，且在流动分离点处有一道斜激波使喷管内部气流发生压缩，喷管流动处于严重过膨胀状态，喷管推力性能损失较大。对于环缝式进气可渗透喷管，11为喷管壁面，12为可渗透段结构，13为环缝式进气结构，2为喷管内激波，3为分离激波，4为超音速射流，5为进入喷管的外界气流。对于传统喷管，11为喷管壁面，6为马赫盘，7为喷管内激波，8为超音速射流，9为分离激波，10为回流。
17.图4为环缝式进气可渗透喷管(上)与传统喷管(下)在高空飞行高度下流动结构对比图。此时喷管处于欠膨胀状态，低压的外界气流在环缝式进气结构中增压，使进气结构中的气流压强与喷管内燃气压强平衡，燃气无法在可渗透段溢出。对于环缝式进气可渗透喷管，11为喷管壁面，12为可渗透段结构，13为环缝式进气结构，14为喷管内激波。对于传统喷管，11为喷管壁面，欠膨胀状态下喷管内流动状态较为简单，15为喷管内激波。
18.随着飞行高度上升，环缝式进气可渗透喷管工作状态在以下三状态中变换：
19.(1)喷管在低于设计飞行高度飞行时，背压很大，外界气流通过环缝式进气结构及
可渗透段结构进入喷管内，避免喷管内气体回流并抑制激波强度，提高喷管低空性能；
20.(2)喷管处于设计飞行高度时，喷管出口处喷管内压强与背压相等，喷管内外通过可渗透段的气流交换量降低，喷管有效扩张比达到最优；
21.(3)喷管在高于设计飞行高度飞行时，外界大气压强较低，环缝式进气结构可以对低压的外界气流进行增压，平衡可渗透段内外壁面的压强，抑制喷管内燃气从可渗透段外泄，从而保证可渗透喷管的高空性能。
22.以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，如使用不同形式的进气结构、不同的进气结构放置位置等这些改进和变形也应视为本发明的保护范围，如可渗透喷管的可渗透段采用其他渗透结构也应视为本发明的保护范围。


技术特征：
1.一种可渗透喷管的环缝式进气结构，其特征在于：在可渗透喷管扩张段外侧设置有具有环缝式的进气结构，进气结构将可渗透喷管的可渗透段完全包裹，进气结构的进气道出口封闭。2.根据权利要求1所述的一种可渗透喷管的环缝式进气结构，其特征在于：进气结构与可渗透喷管之间通过周向等间距布置的小支板连接。3.根据权利要求1或2所述的一种可渗透喷管的环缝式进气结构，其特征在于：在低空工作状况下，环境压力大于喷管内壁面压力，外界大气通过进气道入口进入环缝式进气结构，再从可渗透段进入喷管内部；在高空工作状况下，飞行器的速度高，进气道内部的气流具有一定的动压，相当于提高可渗透段外壁面的压强，使喷管内燃气无法从可渗透段溢出，从而抑制喷管泄压，减小高空推力损失。

技术总结
本发明提供一种可渗透喷管的环缝式进气结构，环缝式进气可渗透喷管在喷管扩张段具有环缝式的进气结构，此结构将可渗透喷管的可渗透段完全包裹，进气结构的进气道出口封闭。在低空工作状况下，环境压力远大于喷管内壁面压力，外界大气通过进气道入口进入环缝式进气结构，再从可渗透段进入喷管内部；在高空工作状况下，飞行器的速度较高，进气道内部的气流具有一定的动压，相当于提高了可渗透段外壁面的压强，使喷管内燃气无法从可渗透段溢出，从而抑制喷管泄压，减小高空推力损失。减小高空推力损失。减小高空推力损失。


技术研发人员：王革 薛玉琴 赵书辉 宋振 周文清 汪根来
受保护的技术使用者：哈尔滨工程大学
技术研发日：2023.06.27
技术公布日：2023/9/6