一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，用于解决塞式喷管推力矢量控制中存在的问题，已有的塞式喷管结构和形式都针对航空发动机或液体火箭发动机，没有考虑在固体火箭发动机上的应用情况，不适用于固体火箭发动机的技术问题，塞式矢量喷管包括塞锥、环喉罩、燃烧室，实现塞式喷管内喷管型面的调节，达到推力矢量控制的目的，结构简单、可靠性高，工作范围宽、喷管效率高，侧向力大、置偏能力强。置偏能力强。置偏能力强。
【技术实现步骤摘要】
一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构
[0001]本专利技术涉及一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，属于固体火箭发动机领域。
技术介绍
[0002]喷管是喷气式发动机的能量转换装置，通过将高温燃气转化为燃气的动能从而产生推力，是影响发动机性能的一个重要因素。塞式喷管因为具有自动高度补偿特性，能在大工作高度范围内保持较高的喷管效率。现有的塞式喷管矢量技术主要通过使用二次射流推力矢量技术实现，存在效率低、热防护结构复杂、重量大等缺点，限制了塞式喷管在固体火箭发动机上的应用。
技术实现思路
[0003]本专利技术解决的技术问题是：针对目前现有技术中，已有的塞式喷管结构不用于固体火箭发动机的问题，提出了一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构。
[0004]本专利技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
[0005]一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，包括塞锥、环喉罩，所述环喉罩环绕设置于塞锥外侧，塞锥、环喉罩、燃烧室共同组成塞式矢量喷管，塞锥外型面及环喉罩内型面共同构成塞式矢量喷管的气动型面。
[0006]所述环喉罩为可变型面结构，包括环喉壳体、绝热层、弹性层、刚性层及伺服支耳，绝热层与环喉壳体为固定结构，弹性层、刚性层及伺服支耳为可变结构。
[0007]所述弹性层与刚性层为交替组合而成的平板状结构，最外侧刚性层周向90
°
连接设置有两个伺服支耳，于外部伺服电机的驱动下沿发动机径向移动完成内型面的变形。
[0008]所述环喉罩的弹性层、刚性层组成可变型面，为塞式矢量喷管的扩张段，燃气于扩张段超音速流动。
[0009]所述燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室绝热层、燃烧室装药，燃烧室壳体内侧为燃烧室绝热层，燃烧室装药设置于燃烧室绝热层内，塞锥与环喉罩均与燃烧室壳体组成可拆卸连接结构。
[0010]所述环喉绝热层为耐烧蚀冲刷的碳碳材料制成，弹性层为耐烧蚀硅橡胶材料制成，刚性层为碳纤维/环氧树脂或高硅氧玻璃布/环氧树脂材料制成。
[0011]所述弹性层与刚性层通过热粘硫化成型后与绝热层、环喉壳体粘接。
[0012]所述塞式矢量喷管中，燃烧室装药点火后生成燃气，环喉罩按需发生变形，变形后环喉罩燃气出口两侧面积变化导致燃气马赫数变化，塞锥侧波系的改变，导致压强分布不均以产生侧向力。
[0013]所述塞式矢量喷管通过控制可变型面的变形程度，控制塞锥壁面的侧向力完成塞式矢量喷管的推力矢量控制。
[0014]所述环喉罩的可变型面的流道截面积与环喉喉道面积比大于1.4。
[0015]本专利技术与现有技术相比的优点在于：
[0016]本专利技术提供的一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，采用可变型面结构的环喉罩结构，最外侧刚性层周向90
°
连接有两个伺服支耳，在伺服电机的驱动下可沿发动机径向移动，实现内型面的变形，能够通过控制环喉罩型面，实现塞式喷管内喷管型面的调节，达到推力矢量控制的目的，结构简单、可靠性高，工作范围宽、喷管效率高，侧向力大、置偏能力强。
附图说明
[0017]图1为专利技术提供的固体火箭发动机塞式矢量喷管的结构示意图；
[0018]图2为专利技术提供的环喉罩的结构示意图；
[0019]图3为专利技术提供的塞式矢量喷管环喉罩调节后的气动型面对比示意图；
[0020]图4为专利技术提供的塞式矢量喷管CFD分析结果—塞锥壁面压强分布示意图；
具体实施方式
[0021]一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，用于解决塞式喷管推力矢量控制中存在的问题，已有的塞式喷管结构和形式都针对航空发动机或液体火箭发动机，没有考虑在固体火箭发动机上的应用情况，不适用于固体火箭发动机的技术问题，塞式矢量喷管包括塞锥、环喉罩、燃烧室，其中：
[0022]环喉罩环绕设置于塞锥外侧，塞锥、环喉罩、燃烧室共同组成塞式矢量喷管，塞锥外型面及环喉罩内型面共同构成塞式矢量喷管的气动型面；
[0023]环喉罩为可变型面结构，包括环喉壳体、绝热层、弹性层、刚性层及伺服支耳，绝热层与环喉壳体为固定结构，弹性层、刚性层及伺服支耳为可变结构；
[0024]弹性层与刚性层为交替组合而成的平板状结构，最外侧刚性层周向90
°
连接设置有两个伺服支耳，于外部伺服电机的驱动下沿发动机径向移动完成内型面的变形；
[0025]环喉罩的弹性层、刚性层组成可变型面，为塞式矢量喷管的扩张段，燃气于扩张段超音速流动；
[0026]燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室绝热层、燃烧室装药，燃烧室壳体内侧为燃烧室绝热层，燃烧室装药设置于燃烧室绝热层内，塞锥与环喉罩均与燃烧室壳体组成可拆卸连接结构；
[0027]环喉绝热层为耐烧蚀冲刷的碳碳材料制成，弹性层为耐烧蚀硅橡胶材料制成，刚性层为碳纤维/环氧树脂或高硅氧玻璃布/环氧树脂材料制成；
[0028]弹性层与刚性层通过热粘硫化成型后与绝热层、环喉壳体粘接；
[0029]塞式矢量喷管中，燃烧室装药点火后生成燃气，环喉罩按需发生变形，变形后环喉罩燃气出口两侧面积变化导致燃气马赫数变化，塞锥侧波系的改变，导致压强分布不均以产生侧向力；
[0030]塞式矢量喷管通过控制可变型面的变形程度，控制塞锥壁面的侧向力完成塞式矢量喷管的推力矢量控制。
[0031]下面结合说明书附图及优选实施例进行进一步说明：
[0032]在当前实施例中，如图1至图4所示，附图标记具体为1—塞锥；2—环喉罩；3—燃烧室壳体；4—燃烧室绝热层；5—燃烧室装药；21—环喉绝热层；22—环喉壳体；23—弹性层；
24—刚性层；25—伺服支耳，其中：
[0033]实施例一：
[0034]如图1所示，为本实施例一提供的固体火箭发动机塞式矢量喷管的结构示意图；如图2所示，为本实施例一提供的环喉罩的结构示意图；如图3所示，为图2环喉罩调节后的气动型面对比；如图4所示，是本实施例一提供的塞式矢量喷管的CFD分析结果—塞锥壁面压强。
[0035]参见图1所示，本专利技术提供的固体火箭发动机塞式矢量喷管，包括塞锥1与环喉罩2,塞锥外型面及环喉罩内型面共同构成了塞式矢量喷管的气动型面。
[0036]参见图2所示，环喉罩2为可变型面结构，其中环喉绝热层21与环喉壳体22为固定结构，弹性层23、刚性层24及伺服支耳25为可变结构。弹性层23与刚性层24为交替组合而成的多层平板状结构，最外侧刚性层周向90
°
连接有两个伺服支耳25，在伺服电机的驱动下沿发动机径向移动，实现内型面的变形。
[0037]参见图1所示，塞锥1、环喉罩2分别与燃烧室壳体3为可拆卸连接结构。
[0038]参见图2所示，环喉绝热层21为耐烧蚀冲刷的碳碳材料制成，环喉壳体22为高强钢材料制成，弹性件23为耐烧蚀硅橡胶材料制成，刚性件24为碳纤维/环氧树脂或高硅氧玻璃布/环氧树脂材料制成。
[0039]参见图4所示，环喉罩变形后，出口一侧面积变大本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，其特征在于：包括塞锥、环喉罩，所述环喉罩环绕设置于塞锥外侧，塞锥、环喉罩、燃烧室共同组成塞式矢量喷管，塞锥外型面及环喉罩内型面共同构成塞式矢量喷管的气动型面。2.根据权利要求1所述的一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，其特征在于：所述环喉罩为可变型面结构，包括环喉壳体、绝热层、弹性层、刚性层及伺服支耳，绝热层与环喉壳体为固定结构，弹性层、刚性层及伺服支耳为可变结构。3.根据权利要求2所述的一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，其特征在于：所述弹性层与刚性层为交替组合而成的平板状结构，最外侧刚性层周向90
°
连接设置有两个伺服支耳，于外部伺服电机的驱动下沿发动机径向移动完成内型面的变形。4.根据权利要求3所述的一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，其特征在于：所述环喉罩的弹性层、刚性层组成可变型面，为塞式矢量喷管的扩张段，燃气于扩张段超音速流动。5.根据权利要求4所述的一种固体火箭发动机塞式矢量喷管结构，其特征在于：所述燃烧室包括燃烧室壳体、燃烧室绝热层、燃烧室装药，燃烧室壳体内侧为燃烧室绝热层...
【专利技术属性】
技术研发人员：童悦，李修明，王蓬勃，朱峰，占冬至，肖敏，方冰，
申请(专利权)人：上海新力动力设备研究所，
类型：发明
国别省市：
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