一种固体火箭冲压发动机间歇式气体喷射流动控制装置

本发明涉及固体火箭冲压发动机补燃室流动控制，具体为一种固体火箭冲压发动机间歇式气体喷射流动控制装置。

背景技术：

1、固体火箭冲压发动机有机组合固体火箭发动机和冲压发动机的优势，具有比冲高、贮存维护方便和响应速度快的特点。随着固体火箭冲压发动机不断朝着更高的工作高度与更高的飞行马赫数方向发展，对其工作性能也提出了更高的要求。补燃室作为固体火箭冲压发动机燃料燃烧、能量释放的主要场所，其中的燃烧效率对固体火箭冲压发动机的整体性能起着决定性作用。增强燃气与空气在补燃室中的掺混对于提高补燃室中的燃烧效率至关重要。

2、在实际的应用中，推进剂在燃气发生器中一般无法完全燃烧，产生的一次燃气还会携带大量未反应完全的颗粒进入补燃室进行二次燃烧。通过进气道进入补燃室的空气的质量流率一般为一次燃气质量流率的几倍甚至十几倍，因此一次燃气的运动轨迹极大地受到空气的影响。在实际应用中，很大一部分进气道设计布置在补燃室腔体的一侧或对侧，这很容易导致一次燃气中的颗粒堆积在补燃室壁面或者被压缩聚集在某平面上，使得一次燃气分布不够分散，难以与空气实现有效掺混，以及对补燃室空间的利用率大大降低，这会导致补燃室内一次燃气的燃烧效率大大降低。为解决这一问题，通常需要对流场进行流动控制。

3、目前，流动控制方式主要分为被动式流动控制方式和主动式流动控制方式两种。被动式流动控制方式包括物理斜坡、气动斜坡、支板、燃气喷孔等，由于被动式流动控制技术依靠装置的几何结构，控制不够精确，不能实时依据流场的变化进行动态调节，流动控制效果有限；并且高度依赖装置的几何结构，一旦几何结构遭到破坏，其掺混增强效果将被大大削弱；同时由于被动式流动控制装置的几何结构侵入流场，易被烧蚀，增大了热防护难度，且会造成流场总压损失。传统的主动式流动控制方式包括横向射流、脉冲射流、dbd放电等，但是需要外加能量源和气源，提高了结构的复杂性；等离子体合成射流激励器内电极放电做功会产生热效应，通过控制通放电，激励器腔体内温度发生变化，使得压强发生变化，实现气体的喷出与回填，但是由于做功过后腔体内温度难以降低，腔体内会维持一定压力造成外部气体难以进入，因此激励器出口的质量流率衰减明显，所以该方法的激励速度不稳定、激励频率不稳定、传递的动量不稳定，因此该方法虽然无需外带气源，但是其控制不够精准，且等离子体合成射流涉及复杂的能量转化过程，包括电能、热能、机械能和化学能的相互转换，每个步骤都会有能量损失，此外，等离子体设备的工作效率一般较低，需要高能量输入来维持等离子体状态，不仅耗能较高，而且对等离子体合成射流激励器的装置强度及精度提出了较高的要求。

技术实现思路

1、本发明意在提供一种固体火箭冲压发动机间歇式气体喷射流动控制装置，通过机械部件实现气体稳定的喷出、回填、再喷出的循环过程，无需外带气源，且装置响应速度快，能实时依据补燃室流场的变化，对流场进行动态调节；能够实现气体的精准控制、气体喷射过程稳定、射流总量可控，且能量损失较小。

2、为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

3、一种固体火箭冲压发动机间歇式气体喷射流动控制装置，包括腔体，所述腔体开设有若干喷孔，所述腔体与补燃室通过所述喷孔连通，所述腔体内转动连接有滚珠丝杠，所述滚珠丝杠上滑动连接有丝杠螺母，所述丝杠螺母上连接有进给活塞，所述进给活塞与所述腔体的内侧壁滑动密封连接，且所述滚珠丝杠的一端穿过所述腔体的底壁连接有驱动电机；所述滚珠丝杠上还连接有旋转限位装置，所述旋转限位装置位于所述驱动电机与所述腔体的底壁之间；所述旋转限位装置包括限位底座，所述限位底座上转动连接有旋转限位块，且所述旋转限位块与所述滚珠丝杠连接，所述限位底座用于限制所述旋转限位块的转动角度，所述旋转限位块上连接有轴承，所述轴承外圈连接有轴承端盖，所述轴承端盖与所述腔体的底壁连接，所述轴承端盖上套设有套筒，且所述套筒与所述限位底座连接。

4、进一步地，所述旋转限位块包括圆柱段，所述圆柱段一端连接有限位段，所述限位段的截面形状为等腰三角形；所述限位底座上设置有凹槽，所述凹槽的形状为四分之三圆弧，且所述圆弧两端通过直线连接；所述限位段连接于所述凹槽内，所述等腰三角形的底角到圆心的距离等于所述圆弧的半径，所述滚珠丝杠从所述凹槽的圆心位置穿过所述限位底座后与所述旋转限位块连接。

5、进一步地，所述旋转限位块包括圆柱段，所述圆柱段一端连接有限位段，所述限位段的截面形状为正方形；所述限位底座上设置有凹槽，所述凹槽的形状为四分之三圆弧，且所述圆弧两端通过直线连接；所述限位段连接于所述凹槽内，所述正方形的顶点到圆心的距离大于所述圆心到所述直线的垂直距离，且小于所述四分之三圆弧的半径，且所述滚珠丝杠从所述凹槽的圆心位置穿过所述限位底座后与所述旋转限位块连接。

6、进一步地，所述滚珠丝杠与所述驱动电机通过联轴器连接，所述旋转限位块与所述滚珠丝杠通过平键连接。

7、进一步地，所述喷孔的数量为六个，且所述喷孔沿着所述腔体的圆周方向均匀分布。

8、进一步地，所述轴承端盖与所述腔体的底壁通过螺栓连接，所述套筒与所述限位底座通过螺栓连接。

9、技术方案的技术原理及有益效果是：

10、(1)本发明的控制装置通过设置腔体、进给活塞、滚珠丝杠、丝杠螺母和驱动电机实现腔体内的气体排出或排入，通过驱动电机驱动滚珠丝杠正转或者反转，滚珠丝杠带动丝杠螺母沿着滚珠丝杠的轴线向上或者向下移动，丝杠螺母又带动进给活塞向上或者向下移动，进给活塞向上移动，实现腔体内的气体排出，即向补燃室内喷入气体，进给活塞向下移动，将补燃室内的气体抽吸进入腔体内，实现腔体内气体的回填；如此，无需外带气源，控制驱动电机的转速，可以控制气体喷射/回填的速度；控制驱动电机的转数，可以控制气体喷射/回填的体积；控制驱动电机正转/反转的时间，可以控制气体向补燃室间歇喷射的频率；因此，通过调节驱动电机的转速、转数、正反转等参数，对流场进行动态调节，能实时依据补燃室流场的变化，实现气体的精准控制、气体喷射过程稳定、射流总量可控；且通过驱动电机实现电能向机械能的转化，使得装置的响应速度快；工作过程中主要涉及电能到机械能的转化，能量损失较少；

11、(2)本发明的限位底座可与驱动电机外壳或者其他固定物固定连接，限位底座转动连接有旋转限位块，滚珠丝杠穿过限位底座和旋转限位块与驱动电机连接，且滚珠丝杠与旋转限位块通过平键连接，驱动电机驱动滚珠丝杠转动，滚珠丝杠带动旋转限位块转动，限位底座能够限制旋转限位块的转动角度，旋转限位块又限制滚珠丝杠的转动角度，控制进给活塞上下移动的距离，从而能够控制腔体内气体喷射及回填的体积，即控制射流总量，进一步实现对气体的精准控制，稳定地控制喷射总流量，且固体火箭冲压发动机应用于高空工况，信号有延迟或者其他可能导致电机信号不稳定的因素存在，使得驱动电机出现转数不准时，通过限位装置也能精准控制气体的喷射总量；

12、(3)旋转限位块与轴承的内圈连接，轴承的外圈与轴承端盖连接，轴承端盖与腔体底壁连接，轴承端盖外套设有套筒，且套筒与限位底座连接，通过设置轴承能够使得滚珠丝杠的旋转平稳高效，且能够增加滚珠丝杠的使用寿命；套筒与轴承端盖相配合，实现了密封效果，且套筒能够保护内部的装置；

13、(4)本发明的旋转限位块的圆柱段用于与轴承很好的配合，并便于配合轴承端盖及套筒实现密封，使旋转平稳高效；限位底座上的凹槽与限位段相配合，限位段连接于凹槽内，等腰三角形的底角到圆弧圆心的距离等于圆弧的半径，因此，等腰三角形的底角不能划过凹槽的直线所在处，通过设置不同的顶角角度或者设置不同的顶角到圆心的距离，可以控制旋转限位块的转动角度范围；当等腰三角形的顶角为45度，且顶角到圆心的距离小于圆心到直线的垂直距离时，旋转限位块的最大转动角度为180°，当顶角到圆心的距离等于圆弧的半径时，旋转限位块的最大转动角度为45°；限位段的截面形状并不仅限于三角形，在实际应用中可以设计各种形状，比如正方形、六边形等。当限位段的截面形状为正方形时，且正方形的顶点到圆心的距离略大于圆心到直线的垂直距离，使得正方形的任意一个顶点刚好转动至直线的中点后就不能继续转动了，此时，旋转限位块的最大转动角度接近于90°；如此，通过设置旋转限位装置能够控制腔体内气体喷射及回填的体积，即控制射流总量，可以实现不用每次更换腔体，无论腔体多大，用旋转限位装置就可以限制总流量，每次直接更换限位部件即可，且实现限位的方式非常简便，用限位底座上凹槽的几何形状准确地实现了旋转角度的控制，精准高效，增加了使用的便捷性；且为了减小限位段相对于凹槽的转动阻力，可以将三角形或正方形的顶角倒圆角。

14、(5)通过设计各种数量、各种形状、各种面积、各种位置的腔体喷孔，从而实现气体从不同喷孔喷出的出射流量、出射速度、出射位置等参数的不同，可以实现对补燃室流场不同的激励效果。