[发明专利]火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法

说明书

技术领域

本发明涉及一种火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法。

背景技术

图1显示了作为火箭喷嘴的钟形喷嘴100A。当位于喉部101A处的流动路径横截面积是At，而位于喷嘴出口102A处的流动路径横截面积是A1时，钟形喷嘴100A的膨胀比eA由A1与At之间的比值(A1/At)表示。图2显示了作为火箭喷嘴的钟形喷嘴100B。当位于喉部101B处的流动路径横截面积是At，而位于喷嘴出口102B处的流动路径横截面积是A2时，钟形喷嘴100B的膨胀比eB由(A2/At)的比值表示。此处，A2大于A1，由此eB大于eA。

表示火箭喷嘴性能的比冲是已知的。比冲根据膨胀比和火箭喷嘴周围的环境压力变化。因此，在火箭上升期间，比冲改变。

图3是显示了比冲随高度变化的曲线图。该曲线图的垂直轴代表比冲，而水平轴代表高度。性能曲线121显示了钟形喷嘴100A的比冲随高度的变化。性能曲线122显示了钟形喷嘴100B的比冲随高度的变化。

性能曲线121和性能曲线122在特定高度彼此相交。在低于交点高度的高度处，钟形喷嘴100A的比冲大于钟形喷嘴100B的比冲，而在高于交点高度的高度处，钟形喷嘴100B的比冲大于钟形喷嘴100A的比冲。

在火箭上升期间，如果火箭喷嘴的膨胀比可改变，则火箭喷嘴的比冲可在宽广的高度范围上保持较高。

图4显示了作为火箭喷嘴的双钟形喷嘴110。该双钟形喷嘴110包括作为从喉部111到拐点112的部分的第一级喷嘴115和作为从拐点112到喷嘴出口113的部分的第二级喷嘴116。第一级喷嘴115和第二级喷嘴116的每一个都是钟形的。此处，喉部111处的流动路径横截面积由At表示，拐点112处的流动路径横截面积由A1表示，喷嘴出口113处的流动路径横截面积由A2表示。

如图5所示，当双钟形喷嘴110周围的环境压力高时，燃烧气体流从位于拐点112处的双钟形喷嘴110的内壁面处分开。下文中，这种流被称为低膨胀流。在低膨胀流状态下双钟形喷嘴110的膨胀比与钟形喷嘴100A的膨胀比几乎相等。

如图6中所示，当双钟形喷嘴110周围的环境压力低时，燃烧气体流从位于喷嘴出口113处的双钟形喷嘴110的内壁面处分开。下文中，这种流被称为高膨胀流。在高膨胀流状态下双钟形喷嘴110的膨胀比与钟形喷嘴100B的膨胀比几乎相等。

参照图3，最有利的是在对应于性能曲线121与性能曲线122的交点的高度处，双钟形喷嘴110内的燃烧气体流从低膨胀流状态过渡到高膨胀流状态。将性能曲线121与性能曲线122的交点称为最佳过渡点120。然而，正如在“A Critical Assessment of Dual-Bell Nozzles”，G.Hagemann、M.Frey和D.Manski，1997中所描述的，已知双钟形喷嘴110内的燃烧气体流在大大低于与最佳过渡点120相对应的高度的高度处从低膨胀流状态过渡到高膨胀流状态。为此，双钟形喷嘴110的比冲随高度的变化由性能曲线123表示。

由于双钟形喷嘴110内的燃烧气体流的状态在大大低于最佳过渡点120的高度处过渡，因此双钟形喷嘴110的比冲在过渡处减小。过渡发生的高度越低，比冲的减小幅度就越大。另外，由于当紧接过渡后的高度低时，在自喷嘴出口113起的上游位置燃烧气体流趋于与第二级喷嘴116的内壁面分离，因此振动将强烈。

发明内容

本发明的目的是提供一种火箭喷嘴和用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法，利用该方法燃烧气体流的状态适当地过渡。

在本发明的第一方面中，火箭喷嘴包括双钟形喷嘴和构造为将气体引入由该双钟形喷嘴围绕的空间内的气体引入部。燃烧气体在该空间内流动。所述双钟形喷嘴包括钟形的并围绕所述空间的上游部的第一级喷嘴、以及钟形的并围绕所述空间的下游部的第二级喷嘴。所述双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点。所述气体引入部包括设置到第一级喷嘴的第一内壁面上的第一气体入口。将气体从第一气体入口引入所述空间内。

在本发明的第二方面中，用于火箭发动机内的燃烧气体流的控制方法包括将气体引入由双钟形喷嘴围绕的空间内。燃烧气体在该空间内流动。所述双钟形喷嘴包括钟形的并围绕所述空间的上游部的第一级喷嘴、以及钟形的并围绕所述空间的下游部的第二级喷嘴。所述双钟形喷嘴具有位于第一级喷嘴和第二级喷嘴之间的拐点。在引入气体中，将气体从设置到第一级喷嘴的第一内壁面上的第一气体入口引入所述空间内。