一种自适应喷管面积调节机构*

周建军

（中国空空导弹研究院，河南洛阳 4710091）

0 引言

通过调节喷管喉道面积，可以使单室双推力固体火箭发动机在较小的压强比下，产生更大的推力比，提升固体火箭发动机的综合性能。

文中介绍了一种喷管喉道面积调节机构，可利用单室双推力固体火箭发动机自身燃气压强，形成压强差驱动调节机构，调节喷管喉部面积，结构简单，易于实现。

1 结构组成及工作原理

1.1 结构组成

在发动机喷管上设计有喉部面积调节机构（见图1）。喉部面积调节机构由支撑壳体、单向阀、调节体、剪切销钉及密封结构组成，如图2所示;单向阀由阀体、阀锥、支撑盖、压力弹簧和密封结构形成，如图3所示。

支撑壳体、单向阀、调节体形成与发动机燃烧室隔离的气室，气室通过单向阀的开、关实现与燃烧室的连通与关闭。

图1 带调节喷管的发动机剖视图

图2 喉部面积调节机构示意图

图3 单向阀结构示意图（单向阀开启）

1.2 工作原理及过程

单室双推固体火箭发动机的内弹道曲线分为一、二级平衡段和一、二级过渡段，喉部面积调节机构将喉部面积调节点选取在一级与二级工作过渡段，如图4所示。

图4 典型双推发动机内弹道曲线

工作过程如下:

1）在发动机一级工作过程中，由于发动机燃烧室中的压强P外大于气室中的压强P内，单项阀在P外＞P内的压差下打开，燃气经过截流孔向气室充气，达到气室内外压强平衡P内=P外此时单向阀或在压力弹簧作用下关闭，或由于压强波动打开，处于开或合状态;

2）当发动机工作压强从一级向二级转换，燃烧室的压强P外迅速下降，气室的气体也会由截流孔向燃烧室排气，但在截流孔的小孔截流作用下，气室中的压强P内的下降速率小于燃烧室压强P外速率，使气室的压强P内稍大于燃烧室的压强P外，形成内外压差，单项阀在内外压差及压力弹簧的作用下压紧在阀体上面上，随着压差增大，单向阀的密封效果越好，使气室压强P内稳定在高压状态;

3）随着发动机燃烧室压强P外降低到一定值时，P内＞P外压差对调节体产生的轴向力大于剪切销钉的剪切力，剪切销钉被剪断，调节体向喷管喉部移动，靠压差固定在调节位置，完成喷管喉部面积的调节，如图5所示。

2 工作过程仿真

从工作原理分析，要使喉部面积调节机构正常工作，必须满足两个条件:

1）一是向气室的充气应能保证气室压强达到较大压强，最好能达到燃烧室的一级最大压强;

2）气室排气过程，截流孔的小孔截流效果需使气室压强下降速率小于燃烧室压强下降速率，保证气室压强大于燃烧室压强并形成压差，使单项阀可靠关闭，气室压强稳定在高压状态，并推动喉部面积调节机构的调节体向喷管喉部移动，完成喷管喉部面积的调节。

图5 调节机构调节过程

2.1 仿真模型

因气室充气及放气过程与截流孔的大小有关，对仿真模型进行了简化处理，仿真模型采用轴对称模型，截流孔设置在轴线上，并简化气室结构，模拟气室体积。仿真模型采用压强入口边界，绝热壁面，压强出口边界及应用轴对称边界，如图6、图7所示。

图6 计算模型

图7 计算网格模型

对发动机稳定工作状态下的流场通过求解Navier-Stokes方程的方法进行仿真，采用标准的二方程kepsilon模型计及湍流影响。并作如下假设:

1）推进剂燃烧产生的燃气均为理想气体，服从理想气体状态方程，且比热不变;

2）推进剂的燃烧都是瞬时完成、完全反应的，在燃烧室内流动过程中，均不再发生化学反应，流场内燃气物理性质均匀;

3）不考虑发动机凝相微粒对流动和传热的影响;不考虑燃气与发动机壳体之间的换热，采用绝热边界。

2.2 仿真条件与仿真结果

设计燃烧室压强变化见图8，发动机点火后，压强0.2 s上升到一级平衡压强10 MPa，持续2 s后转入一、二级过渡段，0.4 s后达到二级平衡压强2 MPa。

截流孔的直径选取 Ф4 mm、Ф3 mm、Ф2 mm、Ф1 mm，计算气室压强随燃烧室压强的变化趋势，见图9，仿真结果见表1、表2。

图8 计算输入燃烧室压强

图9 气室压强随燃烧室压强的变化

表1 气室充气达到平衡时间

表2 气室放气过程与燃烧室的压差

2.3 仿真条件与仿真结果

1）截流孔可以有效使气室和燃烧室形成压差，方案原理可行;

2）随着截流孔径的减小，截流孔的小孔截流效果明显增强，气室压强变化速率明显滞后燃烧室压强变化速率，气室和燃烧室能在最短时间形成加压差，且压差增加;

3）从仿真结果分析，截流孔径太大（如Ф4 mm）并不能在一、二级过渡段使气室和燃烧室形成较大压差，但随着截流孔径进一步减小，有可能出现气室气压在燃烧室工作建压过程因充气速率慢而达不到一级平衡段最大压强而始终小于燃烧室压强，但一、二级过渡下降段能形成明显的压强差，有利于阀体的运动;

4）燃烧室压强下降速率的提高，有利于气室和燃烧室压差的形成。

3 试验验证

由于单向阀的工作原理及其可靠性在工程上应用成熟，本自适应喷管喉部面积的调节结构能否工作，关键在于截流孔能否可靠使气室和燃烧室形成压差。因此设计了模拟试验器，对截流孔能否可靠使气室和燃烧室形成压差进行验证。

3.1 模拟试验器

模拟试验器采用高压空气气瓶控制模拟燃烧室的压强，测试模拟气室的充气及排气过程，原理示意图如图10所示。

图10 模拟试验器示意图

3.2 试验模拟过程

工作过程采用高压空气罐给模拟燃烧室连续供气，模拟燃烧室建压过程，待模拟燃烧室中压强稳定平衡后，采用减小燃烧室供气量方式模拟燃烧室压强下降过程，同时记录模拟燃烧室和模拟气室的压强变化。

3.3 试验结果及分析

燃烧室压强建压过程为手动调节，控制燃烧室压强上升到10 MPa后稳定，关闭高压气阀，模拟压强下降段，燃烧室压强从10 MPa下降到0.5 MPa时间为1.2 s，测试压强曲线如图11所示。

从试验曲线分析:

1）在模拟燃烧室压强上升段，通过截流阀向气室充气，初期气室压强低于燃烧室压强，但由于手动调节后期燃烧室压强上升速率较慢，气室压强与燃烧室压强平衡后稳定，两者压强上升速率基本相同;

图11 测试压强曲线

2）在模拟燃烧室压强下降段，由于燃烧室压强下降速率较快，气室压强下降速率明显滞后于燃烧室压强，气室压强与燃烧室压强形成了明显的压差，最大压差达到3.4 MPa;

3）从试验结果分析，在燃烧室压强下降段，气室与燃烧室能形成有效压差，可以使单向阀可靠关闭，维持气室压强在高压差状态，能形成压差力推动调节体向喷管喉部移动，完成喷管喉部面积的调节;

4）由于气室压强与燃烧室形成的压差达到了3.4 MPa，即使不设计关闭气室的单向阀，单靠气室和燃烧室之间自然形成的压差力，也能使调节体向喷管喉部移动，完成喷管喉部面积的调节;

5）试验从机理上验证了利用发动机自身燃气压强自适应调节喷管喉部面积的方案是可行的。

4 结论

1）通过仿真分析和试验验证，文中介绍的固体火箭喉部面积调节机构原理可行;

2）文中介绍的固体火箭喉部面积调节机构工作过程是利用单室双推固体火箭发动机一、二级过渡段压强变化，通过设计截流孔在调节体上形成压强差驱动调节机构，无需设计外置（或附加）驱动源驱动喷管喉部面积调节机构运动，结构简单，易于实现;

3）喷管喉部面积调节时发动机工作过程较为复杂，喉部面积调节过程与发动机内弹道参数具有较强的耦合作用，如果两者配合不好，会产生发动机内弹道性能恶化的副作用，甚至产生危险［6］。文中介绍的固体火箭喉部面积调节机构，将发动机内弹道的压强参数直接引入到调节体的运动控制过程，与发动机内弹道有一定的自适应耦合效果，可以避免（或减轻）耦合的副作用;

4）文中介绍的固体火箭喉部面积调节机构虽已进行了原理性冷流试验，可实现性较好，为固体火箭喉部面积调节机构提供了一种新设计方案，可进一步开展热试试验，进行工程化应用研究。

［1］张淑慧，胡波，孟雅桃.推力可控固体火箭发动机应用及发展［J］.固体火箭技术，2002，25（4）:12－15.

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［3］刘斌.一种新型可调喉径喷管的结构设计与分析［J］.固体火箭技术，2012，35（1）:53 －56.

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