[发明专利]一种用于对火箭发动机喷嘴中的气流分隔线进行控制的装置

说明书

本发明的技术领域

本发明涉及一种用于对火箭发动机喷嘴中的气流分隔线(flowseparation line)进行控制的装置，用以减小所述喷嘴上的边载荷。

本发明的背景技术

在低海拔用火箭发动机(sea level rocket engines)起动和制动的瞬变过程中，会产生显著的动态和静态载荷，通常称作边载荷。这些载荷通常会在气流分离的过程中导致气流发生无序流动。这些边载荷常常会制约喷嘴的可使用尺寸，并且从而制约火箭发动机的性能。

对于气流分离现象而言，主要存在有两种对火箭发动机喷嘴进行操控的方式：

a)第一种方式，也就是当今对所有在海平面处起动的喷嘴进行操控的方式，是被设计成能够进行全流式工作，这就意味着在正常工作过程中不会发生气流分离现象。但是，在发动机起动过程中，当喷嘴处于非全流式瞬变状况中时，会产生短时间的边载荷。这个时间段通常小于两秒钟，并且当喷嘴中的废气压力达到额定值时，边载荷将会消失。

b)第二种方式，也就是当今不再利用的方式，是在稳态工作过程中具有连续的气流分离现象。喷嘴中的这种气流分离现象将会逐步发展，直至火箭到达一定的海拔高度，在该海拔高度处，大气压力降低到了一个能够使得发动机喷嘴达到全流状态的水平。

本发明希望在瞬变状态和稳态工作状态下均能够实现对边载荷进行控制。

用于液体推进剂火箭发动机的喷嘴通常在这种状况下工作，即由主射流排入到周围不可忽视的环境压力中。这种火箭发动机的示例是用于运载火箭的大型液体推进剂低海拔用火箭发动机，和用于多级火箭的后级发动机。

在这些喷嘴上所产生的边载荷通常具有这样的值，即其能够制约承载有所述喷嘴的组件的结构设计。这些制约作用会导致喷嘴本身和承载该喷嘴的组件的重量增大。另外，为了在稳态状况下实现全流式工作，又会制约能够利用的最大面积比率。

边载荷的最终结果是对喷嘴的整体性能-重量比产生制约作用，并且从而制约能够由火箭发射装置运送到运行轨道中的有效载荷量。

为了消除现有喷嘴的这些缺点，已经提出了很多种技术，但是所有这些技术均在不同的方面显露出了其本身固有的重大缺点。这些缺点涉及功能、性能、冷却作用及工作可靠性等诸多方面。

因此，常规钟形喷嘴的功能是有限的，并且具有相当大的起动和制动瞬变载荷。双钟形喷嘴(dual bell nozzle)也会遭遇严重的瞬变边载荷。

一种用于减小钟形喷嘴上的边载荷的公知技术，是在喷嘴上设置用于减小边载荷的挡圈，但是当该喷嘴处于全流状态时，挡圈将会导致其性能发生损失，并且难以对所述挡圈进行冷却。

另外一种用于减小喷嘴上的边载荷的公知技术，是在所述喷嘴上的喷嘴端部处设置一个排气口扩散器(an exit diffusor)，用以减小该喷嘴的有效面积比率。排气口扩散器增加了喷嘴的重量，并且该排气口扩散器必须在很高的海拔高度处被脱落掉，这就需要进行有效控制的装置和活动部件。另外，在排气口扩散器上的热载荷也非常高。

还有一种用于减小喷嘴上的边载荷的公知技术，是在喷嘴侧壁的内侧面上放置一个烧蚀插件，该插件能够随着火箭发动机的燃烧而被烧蚀，并且在火箭到达较高的海拔高度时完全消失。这种技术的缺点是喷嘴将更加笨重，并且难以保证插件环绕喷嘴的周边均匀地被烧蚀掉。

再有一种用于减小喷嘴上的边载荷的公知技术是，在喷嘴内侧面上设置沿该喷嘴轴向延展的隔栅(fens)，来迫使气流分离现象更好地轴对称。侧壁上的气流将被分配到所述隔栅之间的凹槽中。从而可以避免由于大面积的不同侧壁压力而导致产生边载荷。这种技术的缺点是，由于它们被安装成与喷嘴侧壁相垂直，并且延伸到主射流中，因此喷嘴将更为笨重，并且隔栅也将暴露在极端的热载荷作用下。另外，还难以对它们进行冷却。

本发明的概述

本发明的目的在于消除现有技术中的前述缺点。

根据本发明已经能够实现所述目的，即使得喷嘴的内侧面上具有沿圆周方向规则间隔的区域，这些区域的表面粗糙度大于该喷嘴内侧面上其余区域处的表面粗糙度。

对附图的简述

下面将参照所附附图对本发明的一个非限制性实施例进行描述，其中：

附图1示出了一个钟形喷嘴的局部视图，在该喷嘴上带有一个表面粗糙度被增大了的区域；

附图2a是一个公知的旋转对称式钟形喷嘴中气流分隔线的示意图；

附图2b是一个根据本发明的喷嘴中气流分隔线的示意图。

对优选实施方式的描述