專利名稱：一種用于對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴中的氣流分隔線進(jìn)行控制的裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種用于對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴中的氣流分隔線(flowseparation line)進(jìn)行控制的裝置，用以減小所述噴嘴上的邊載荷。
對(duì)于氣流分離現(xiàn)象而言，主要存在有兩種對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴進(jìn)行操控的方式a)第一種方式，也就是當(dāng)今對(duì)所有在海平面處起動(dòng)的噴嘴進(jìn)行操控的方式，是被設(shè)計(jì)成能夠進(jìn)行全流式工作，這就意味著在正常工作過程中不會(huì)發(fā)生氣流分離現(xiàn)象。但是，在發(fā)動(dòng)機(jī)起動(dòng)過程中，當(dāng)噴嘴處于非全流式瞬變狀況中時(shí)，會(huì)產(chǎn)生短時(shí)間的邊載荷。這個(gè)時(shí)間段通常小于兩秒鐘，并且當(dāng)噴嘴中的廢氣壓力達(dá)到額定值時(shí)，邊載荷將會(huì)消失。
b)第二種方式，也就是當(dāng)今不再利用的方式，是在穩(wěn)態(tài)工作過程中具有連續(xù)的氣流分離現(xiàn)象。噴嘴中的這種氣流分離現(xiàn)象將會(huì)逐步發(fā)展，直至火箭到達(dá)一定的海拔高度，在該海拔高度處，大氣壓力降低到了一個(gè)能夠使得發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴達(dá)到全流狀態(tài)的水平。
本發(fā)明希望在瞬變狀態(tài)和穩(wěn)態(tài)工作狀態(tài)下均能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)邊載荷進(jìn)行控制。
用于液體推進(jìn)劑火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的噴嘴通常在這種狀況下工作，即由主射流排入到周圍不可忽視的環(huán)境壓力中。這種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的示例是用于運(yùn)載火箭的大型液體推進(jìn)劑低海拔用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，和用于多級(jí)火箭的后級(jí)發(fā)動(dòng)機(jī)。
在這些噴嘴上所產(chǎn)生的邊載荷通常具有這樣的值，即其能夠制約承載有所述噴嘴的組件的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。這些制約作用會(huì)導(dǎo)致噴嘴本身和承載該噴嘴的組件的重量增大。另外，為了在穩(wěn)態(tài)狀況下實(shí)現(xiàn)全流式工作，又會(huì)制約能夠利用的最大面積比率。
邊載荷的最終結(jié)果是對(duì)噴嘴的整體性能-重量比產(chǎn)生制約作用，并且從而制約能夠由火箭發(fā)射裝置運(yùn)送到運(yùn)行軌道中的有效載荷量。
為了消除現(xiàn)有噴嘴的這些缺點(diǎn)，已經(jīng)提出了很多種技術(shù)，但是所有這些技術(shù)均在不同的方面顯露出了其本身固有的重大缺點(diǎn)。這些缺點(diǎn)涉及功能、性能、冷卻作用及工作可靠性等諸多方面。
因此，常規(guī)鐘形噴嘴的功能是有限的，并且具有相當(dāng)大的起動(dòng)和制動(dòng)瞬變載荷。雙鐘形噴嘴(dual bell nozzle)也會(huì)遭遇嚴(yán)重的瞬變邊載荷。
一種用于減小鐘形噴嘴上的邊載荷的公知技術(shù)，是在噴嘴上設(shè)置用于減小邊載荷的擋圈，但是當(dāng)該噴嘴處于全流狀態(tài)時(shí)，擋圈將會(huì)導(dǎo)致其性能發(fā)生損失，并且難以對(duì)所述擋圈進(jìn)行冷卻。
另外一種用于減小噴嘴上的邊載荷的公知技術(shù)，是在所述噴嘴上的噴嘴端部處設(shè)置一個(gè)排氣口擴(kuò)散器(an exit diffusor)，用以減小該噴嘴的有效面積比率。排氣口擴(kuò)散器增加了噴嘴的重量，并且該排氣口擴(kuò)散器必須在很高的海拔高度處被脫落掉，這就需要進(jìn)行有效控制的裝置和活動(dòng)部件。另外，在排氣口擴(kuò)散器上的熱載荷也非常高。
還有一種用于減小噴嘴上的邊載荷的公知技術(shù)，是在噴嘴側(cè)壁的內(nèi)側(cè)面上放置一個(gè)燒蝕插件，該插件能夠隨著火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的燃燒而被燒蝕，并且在火箭到達(dá)較高的海拔高度時(shí)完全消失。這種技術(shù)的缺點(diǎn)是噴嘴將更加笨重，并且難以保證插件環(huán)繞噴嘴的周邊均勻地被燒蝕掉。
再有一種用于減小噴嘴上的邊載荷的公知技術(shù)是，在噴嘴內(nèi)側(cè)面上設(shè)置沿該噴嘴軸向延展的隔柵(fens)，來迫使氣流分離現(xiàn)象更好地軸對(duì)稱。側(cè)壁上的氣流將被分配到所述隔柵之間的凹槽中。從而可以避免由于大面積的不同側(cè)壁壓力而導(dǎo)致產(chǎn)生邊載荷。這種技術(shù)的缺點(diǎn)是，由于它們被安裝成與噴嘴側(cè)壁相垂直，并且延伸到主射流中，因此噴嘴將更為笨重，并且隔柵也將暴露在極端的熱載荷作用下。另外，還難以對(duì)它們進(jìn)行冷卻。
根據(jù)本發(fā)明已經(jīng)能夠?qū)崿F(xiàn)所述目的，即使得噴嘴的內(nèi)側(cè)面上具有沿圓周方向規(guī)則間隔的區(qū)域，這些區(qū)域的表面粗糙度大于該噴嘴內(nèi)側(cè)面上其余區(qū)域處的表面粗糙度。
對(duì)附圖的簡(jiǎn)述下面將參照所附附圖對(duì)本發(fā)明的一個(gè)非限制性實(shí)施例進(jìn)行描述，其中附

圖1示出了一個(gè)鐘形噴嘴的局部視圖，在該噴嘴上帶有一個(gè)表面粗糙度被增大了的區(qū)域；附圖2a是一個(gè)公知的旋轉(zhuǎn)對(duì)稱式鐘形噴嘴中氣流分隔線的示意圖；附圖2b是一個(gè)根據(jù)本發(fā)明的噴嘴中氣流分隔線的示意圖。
對(duì)優(yōu)選實(shí)施方式的描述正如在附圖1中所能夠看到的那樣，噴嘴1側(cè)壁的內(nèi)側(cè)面上具有沿圓周規(guī)則間隔的環(huán)形區(qū)域2，這些區(qū)域2具有一個(gè)表面粗糙度的變化。這種表面粗糙度的變化沿軸線方向成形在噴嘴1的整個(gè)長(zhǎng)度L或者噴嘴的一部分上，并且延伸至該噴嘴的出口處。
正如在附圖1中能夠看到的那樣，帶有增大的表面粗糙度的區(qū)域2至少在噴嘴長(zhǎng)度L的一部分上延伸，并且所述區(qū)域在噴嘴出口處的寬度W1小于、等于或者大于表面粗糙度未增大的相鄰區(qū)域的寬度W2。
帶有增大的表面粗糙度的區(qū)域2的形狀可以是三角形、長(zhǎng)方形或者也可以呈恒定的曲面形狀(多項(xiàng)式-polynominal)。
較大的表面粗糙度例如可以通過機(jī)械加工工藝，比如磨削工藝或銑削工藝，或者利用火焰灼燒或等離子噴鍍工藝而獲得。該表面粗糙度必須足夠大，以致于穿透噴嘴側(cè)壁上的附面層(boundary layer)的粘性底層(viscous sub-layer)。從而，用于低海拔工作的大型噴嘴的內(nèi)側(cè)面上的表面粗糙度將在出口處超過1毫米。在該噴嘴的整個(gè)長(zhǎng)度上，表面粗糙度可以發(fā)生變化或者保持恒定，但是必須越接近噴嘴的出口處，表面粗糙度越大。所述表面粗糙度可以在大約0.5至2毫米之間變化。
由于表面粗糙度在噴嘴1的圓周方向上發(fā)生變化，因此附面層在噴嘴側(cè)壁上形成了附面層，并且從而形成氣流分隔線。
正如在附圖2b中能夠看到的那樣，在一個(gè)其噴嘴側(cè)壁內(nèi)側(cè)面上具有變化的表面粗糙度的噴嘴中，氣流分隔線c呈波浪形，因而噴嘴側(cè)壁上的邊載荷將沿著該噴嘴相對(duì)均勻地間隔開，與附圖2a中所示分隔線和相應(yīng)的分隔平面b呈傾斜狀的情況相比，用于形成波紋形分隔線c的分隔平面能夠使得帶有不同壓力的區(qū)域更少。與一條直線分隔線具有相同尺寸的一條分隔線的波紋狀行程(a wave formed motion)不會(huì)將噴嘴側(cè)壁暴露在邊載荷作用下。參看附圖2a，如果噴嘴在分離狀況下工作，那么分隔平面本身將不再穩(wěn)定并且將會(huì)發(fā)生無規(guī)律的傾斜。就噴嘴側(cè)壁上所產(chǎn)生的壓力在距噴嘴出口相同距離的位置處具有相同的壓力而言，附圖2a中的分隔線a形成了一條最優(yōu)化的分隔線。這也就意味著不會(huì)在噴嘴上產(chǎn)生邊載荷。
根據(jù)本發(fā)明，由于噴嘴側(cè)壁的內(nèi)側(cè)面上具有沿圓周方向規(guī)則間隔的區(qū)域，并且這些區(qū)域的表面粗糙度大于該噴嘴內(nèi)側(cè)面上其余部分處的表面粗糙度，因此氣流分隔線可以得以控制，從而能夠提高該噴嘴的面積比率，并且可以利用一個(gè)在穩(wěn)態(tài)工作過程中連續(xù)進(jìn)行氣流分離的噴嘴，這些效果利用現(xiàn)有的噴嘴均無法實(shí)現(xiàn)。
權(quán)利要求
1.一種用于對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴中的氣流分隔線進(jìn)行控制來減小邊載荷的裝置，其特征在于在噴嘴(1)的內(nèi)側(cè)面上具有沿圓周方向規(guī)則間隔的區(qū)域(2)，這些區(qū)域(2)的表面粗糙度增大，大于該噴嘴(1)內(nèi)側(cè)面上其余部分處的表面粗糙度。
2.根據(jù)權(quán)利要求1中所述的裝置，其特征在于所述表面粗糙度從噴嘴的入口向出口逐步增大，并且在出口處的表面粗糙度超過1毫米。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2中所述的裝置，其特征在于所述帶有增大的表面粗糙度的區(qū)域(2)至少在噴嘴長(zhǎng)度(L)的一部分上延伸，并且所述區(qū)域在噴嘴出口處的寬度(W1)小于、等于或者大于表面粗糙度未增大的相鄰區(qū)域的寬度(W2)。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種用于對(duì)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴中的氣流分隔線進(jìn)行控制來減小邊載荷的裝置。為了實(shí)現(xiàn)這種控制,本發(fā)明提出,使得噴嘴(1)的內(nèi)側(cè)面上具有沿圓周方向規(guī)則間隔的區(qū)域(2),并且這些區(qū)域(2)的表面粗糙度大于該噴嘴內(nèi)側(cè)面上其余部分處的表面粗糙度。
文檔編號(hào)F02K9/00GK1364217SQ01800548
公開日2002年8月14日 申請(qǐng)日期2001年3月16日 優(yōu)先權(quán)日2000年3月17日
發(fā)明者阿爾內(nèi)·波曼 申請(qǐng)人:沃爾沃航空有限公司