申请/专利权人：西北工业大学

申请日：2022-11-22

公开（公告）日：2024-06-21

公开（公告）号：CN115807720B

主分类号：F02K9/82

分类号：F02K9/82

优先权：

专利状态码：有效-授权

法律状态：2024.06.21#授权;2023.04.04#实质审查的生效;2023.03.17#公开

摘要：本发明涉及一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，主要包括壳体、中心锥体。壳体与中心锥体固定连接，壳体包括头部、身部，身部为整体结构，可分为燃烧室壳体、喷管壳体。中心锥体为一整体，空心结构。分为前锥、后锥、外锥。外锥为变截面圆管形，外锥与喷管壳体相匹配。本发明涡流阀中心塞体和塞式喷管中心锥结合，使发动机能够通过涡流阀结构调节推力的同时，还具有压力膨胀补偿能力，减小推力调节带来的喷管损失。经计算机仿真分析，本发明发动机产生总的轴向推力为传统的涡流阀变推力发动机的1.93倍。

主权项：1.一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机，其特征在于，为中心轴对称结构，主要包括壳体1、中心锥体2；所述壳体1与所述中心锥体2固定连接；所述壳体1为中空结构，包括头部3、身部4；所述头部3与所述身部4固定连接；所述身部4为整体结构，分为燃烧室壳体5、喷管壳体6；所述头部3位于发动机的前端，所述喷管壳体6位于发动机的后端；所述燃烧室壳体5为圆管形，前部设置法兰，法兰用于与头部3法兰的连接，中部为圆管，后部为圆环形；前部、中部、后部依次相接；所述燃烧室壳体5的后端的圆管设置控制气接口10，所述控制气接口10用于氮气注入；所述喷管壳体6与所述燃烧室壳体5的后部圆环相接；所述中心锥体2为一整体，空心结构；分为前锥7、后锥8、外锥9；所述前锥7、所述后锥8、所述外锥9依次相接；所述前锥7位于所述中心锥体2的前端，所述外锥9位于所述中心锥体2的后端；所述前锥7、所述后锥8位于所述壳体1内，所述外锥9位于所述壳体1外；所述前锥7分为前锥前端、前锥主体、前锥后端，所述前锥前端、所述前锥主体、所述前锥后端依次相接；所述前锥前端为圆台形，所述前锥主体为圆管形、所述前锥后端为圆环；所述前锥主体与所述燃烧室壳体5通过前锥主体的三处肋结构固定连接；所述三处肋结构相对发动机中心轴均布；所述后锥8为圆台形，圆台侧面的母线与中心轴线的夹角为15°，所述后锥8为中空圆台的侧壁部分，所述后锥8与所述喷管壳体6形成燃气流动通道；所述外锥9为变截面圆管形，所述外锥9与所述喷管壳体6相匹配；建立以发动机中心轴线为x轴，以过外锥9与后锥8过渡圆角起点的发动机中心轴线的垂线为y轴的二维坐标，外锥9管壁外侧面的母线如下：当x为[1.21，x1时，外锥9管壁外侧面的母线为：y＝a1x2+b1x+c11式1中，a1＝0.0041～0.0047，b1＝-0.5873～-0.5888，c1＝40.2046～40.2055；当x为x1，100时，外锥9管壁外侧面的母线为：y＝a2x3+b2x2+c2x+d22式2中，a2＝-9.7292×10-6～-3.0972×10-6，b2＝0.0016～0.003，c2＝-0.4923～-0.4069，d2＝37.3888～37.6106；外锥9管壁外侧面的母线由两规则曲线组成，两规则曲线的相接点的横坐标为x1，x1＝28.15～33.22cm。

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权利要求：

百度查询： 西北工业大学 一种基于涡流阀和塞式喷管的变推力膨胀补偿火箭发动机

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