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摘要壅塞式燃气流量调节阀是固体火箭冲压发动机的关键部件，燃气流量调节阀的工作与否直接影响着发动机的性能和安全，本文围绕固体火箭冲压发动机的燃气流量调节阀进行原理样机结构设计。 首先，本文总结了燃气流量调节技术在各国的发展历史和未来展望，列举了几种常见的调节阀方案，分析其优缺点，并从中选择了滑盘阀方案为研究对象，并以此方案为基础，设计几种不同的阀门构型，经过计算对比，决定了燃气流量调节阀原理样机的总体结构。 其次，根据导弹飞行参数和计算公式，确定阀门的喉部面积、丝杠工作长度以及其他零件的关键尺寸，以此基础设计阀芯、基座、传动杠杆等零件结构。 最后，由于燃气流量调节阀的工作环境需要，对调节阀做热防护设计。 27376
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毕业论文关键词 固体火箭冲压发动机 壅塞式燃气流量调节阀 结构设计
Title Prototype Design Of Throttled Gas Mass Flow Control Valve Abstract The throttled gas mass flow control valve is the key element for solid rocket ramjet. The performance of the valve has a significant impact on the performance and safety of solid rocket ramjet. This paper focuses on the prototype design of the throttled gas mass flow control valve of the solid rocket ramjet. Firstly, This paper introduces the history and future of mass flow control technology as well as some common mass flow control device, analyses their advantages and disadvantages and design several configurations on the basis of the sliding discal valve. Design of total structure is finished by contrast. Secondly, this paper designs the figure of the elements by calculating dimension on the basis of flight parameters and formula of the missile. Finally, because of the working environment of the gas mass flow control valve, this paper finishes the designs of thermal protection. Keywords solid rocket ramjet flow control configuration design
目 次
1 燃气流量调节技术研究背景„1
1.1 燃气流量调节技术的研究意义„1
1.2 燃气流量调节技术在各国的发展历史和前景 2
1.3 燃气流量调节方案选择„ 5
2 壅塞式燃气流量调节阀的工作原理 7
3 壅塞式燃气流量调节阀阀门构型设计 12
3.1 壅塞式燃气流量调节阀方案选择„12
3.2 壅塞式燃气流量调节阀具体阀门构型设计„16
4 壅塞式燃气流量调节阀关键尺寸计算 21
4.1 阀芯开孔面积计算21
4.2 丝杠工作长度计算23
5 壅塞式燃气流量调节阀主要零件结构设计„24
6 壅塞式燃气流量调节阀热防护和燃气密封处理33
6.1 热防护处理.33
6.2 热变形对结构的影响33
6.3 燃气密封33
结论 35
致谢 37
参考文献38
1 燃气流量调节技术研究背景 1.1 燃气流量调节技术的研究意义 在现代战争中， 导弹日益成为战场上最重要的组成部分之一。随着反导系统的快速发展，现代战争对导弹的性能要求也越来越高。新式导弹的射程要更远，机动性要更好，超声速巡航时速度要更快。而这些要求都要依赖于导弹的心脏，即发动机性能的提高来实现。固体火箭冲压发动机是一种性能优良的冲压发动机，它兼具火箭发动机和冲压发动机的优点，构造简单紧凑，工作可靠，比冲高，推力大，能够有效地提高导弹的射程、机动性、突防能力和生存能力，满足了现代战争对新式导弹的更高要求[1]，是未来导弹首选的动力装置之一，一直是各国研究的重点项目。 固体火箭冲压发动机在工作过程中，空气来流以冲压方式通过进气道进入补燃室，与从燃气发生室喷出的富燃燃气进行混合燃烧，推进剂的大部分能量是在二次燃烧中释放出来的。导弹的飞行状态主要由固体火箭冲压发动机的推力决定[2]。为了使导弹飞行在需要的高度和速度下，需要控制发动机推力大小。控制燃气发生室进入补燃室的富燃燃气流量，可以实现对发动机推力的控制，因此在固体火箭冲压发动机研制过程中，对燃气流量调节技术的研究一直占有相当重要的地位。燃气流量调节技术在发动机上的成功应用，能够使燃气发生器、补燃室和进气道三者协调工作。一方面，导弹无论是在不同的飞行高度、飞行速度还是飞行姿态下，能始终保持最合适的空燃比，发动机处于最佳工作状况。另一方面，对燃气流量调节可以节约燃料，充分利用推进剂燃烧过程中释放的能量，有效地提高了导弹的作战能力[3]。而装备不具备燃气流量可调节功能固体火箭冲压发动机的导弹，在飞行过程中不但不能充分发挥导弹性能，造成燃料的极大浪费，而且可能影响导弹的作战射程，补燃室中富燃燃气与空气的混合气体燃烧状态会有很大的波动，严重时甚至导致发动机熄火[4]。1.2 燃气流量调节技术在各国的发展历史和前景 1.2.1 燃气流量调节技术在美国的发展 上个世纪80年代，美国开始对燃气流量调节技术进行研究。美国空军和雷神公司成立“变流量火箭冲压发动机（VFDR-FVC）”项目，此项目目的在于研制一种新型可调节燃气流量的火箭冲压发动机，用以取代以往的固定流量发动机。实验结果表面：燃气流量可调节的火箭冲压发动机工作范围明显扩大，性能远超于固定流量的发动机[5]。 美国海军制定 SSST（超声速掠海）靶弹计划[6]，为了发展拦截超声速反舰导弹的武器，该计划研制超声速靶弹用于模拟超声速反舰导弹[7]。CQM-163A“丛林狼”超声速掠海飞行靶弹正是这一计划的产物[8]。该靶弹的推进系统为 MARC-R282 冲压发动机，该发动机实践性地应用了燃气流量调节技术，在地面实验和飞行实验中均取得预定的效果，满足了导弹的任务需求[3]。1.2.2 燃气流量调节技术在欧洲的发展 法国是冲压发动机的起源地，早在 1965 年之前，法国就开展了冲压发动机的研究工作，同样，法国也是最先开始对燃气流量调节技术研究的国家，ONERA 公司对燃气流量调节技术做了大量研究，提出多种流量调节方案并进行实验验证，取得了较大的进展[9]。二十世纪80 年代，法国与德国联手制定“超声速反舰导弹”（ANS）计划，在 ANS 研究过程中，由于对导弹性能方面要求的提高，对燃气发生室喉部面积的可调节性产生了需求，德国首次使用了燃气流量调节阀应用于发动机上[10]。ANS研究后，德国又将燃气流量调节技术应用于空空导弹的固体火箭冲压发动机上。 1989年，在德国与美国合作的“先进导弹推进技术”（AMPT）项目中，含硼高能推进剂和燃气流量调节阀的应用，成功实现了 7：1 的调节比。90 年代后半期，德国 A3M，DEM 和EURAAM 项目均以燃气流量调节技术为核心[3]。2000 年，欧洲最著名的几大导弹公司——德国的 MBD 公司、法国的马特拉 BAe 动力公司和意大利的阿勒尼亚马可尼等联合成立了“MBDA”导弹公司，后来德国的 LFK公司也加入到这一跨国公司。为了对抗美国的空空导弹，MBDA花费大量精力研制“流星”超视距空空导弹，此导弹成功应用了燃气流量调节技术，是对燃气流量调节技术研究的典型实例[11]。1.2.3 燃气流量调节技术在中国的发展 我国对固体火箭冲压发动机的研究起步较晚，但一直没有停止过该方面的研究。 1957年，我国成立了冲压发动机研究所，并在 60年代成功完成点火和飞行实验，初步掌握了冲压发动机基本技术。70年代，中国航空科技集团第三研究院开始对固体火箭冲压发动机进行论证研究，试制 FZ-2 固冲发动机，进行了飞行实验，但未能达到预定的要求。90 年代以来，由于对高速远程导弹的需求越来越大，中国航天科技四院、河南洛阳空空导弹研究院、航空科工三院都在积极开展此方面的研究工作，并在富燃料推进剂领域取得较大进展。同时，国内各个与此专业相关的大学也都在进行燃气流量调剂技术的理论研究，为推进燃气调节技术的进步做出了很大的贡献[12]。2013年，中国航天科技四院完成了国内首个可控燃气流量固冲发动机的地面实验，为接下来的研制和飞行实验打下坚实的基础[3]。 1.2.4 燃气流量调节技术的应用前景 燃气流量调节技术在导弹上的实际应用可以极大地提高导弹的作战空域和马赫数，燃气流量调节技术明显地提高了导弹的作战性能，满足现代战争中对导弹的最新要求。除了空空导弹之外，壅塞式固体火箭冲压发动机还可以应用到地对地（舰）导弹，地空导弹等领域[13]。可以预见的是，在未来战场上，导弹将会扮演越来越重要的角色，而燃气流量调节技术无疑将会是各国研究的重点项目，是重要的军事技术储备之一，成为各个国家之间博弈的筹码。并且壅塞式燃气流量调节阀本质上是一种耐高温、耐冲蚀的阀门，除了在固体火箭冲压发动机上的应用，同样也适用于某些民用工业设施上[5]。 1.3 燃气流量调节方案选择 目前，固体火箭冲压发动机燃气流量调节方案主要有三种：非壅塞自适应调节方案；固定流量方案；变喉面方案[3]。 1. 非壅塞自适应调节方案 非壅塞自适应调节方案是燃气发生室和补燃室之间处于非壅塞状态，固体火箭冲压发动机中补燃室的压强控制燃气发生室压强，进而控制固体推进剂燃速的变化，调节进入补燃室的燃气流量。这种方案的优点是发动机的结构简单紧凑，重量轻，易于实现，但是缺点也很明显，这种方案中燃气流量调节能力过于依赖推进剂的压强指数，压强指数越高调节能力越强，而推进剂的压强指数越高，其化学性质越活泼，给生产和使用带来巨大的安全隐患。另外，使用该方案的发动机，其燃气发生室温度和压强都较低，补燃室燃烧效率低下，并且无法自发改变发动机推力。 2. 固定流量方案 在这种方案中，燃气发生室喷管喉部的面积不变，燃气发生室的喷管处于壅塞状态，燃气发生室压强不受补燃室压强控制。燃气流量的调节需要通过控制药柱的燃面或燃速来实现。具体方法有很多：可以设计相应的药柱构型，在燃烧的不同时段控制燃面面积按照需要增大或减小；也可以采用燃速不同的药柱分段装填；也可以向燃烧室内喷注液体介质改变燃速等等。这种方案的优点是设计相对简单，发动机重量轻，当进入补燃室的空气流量变化范围很小时补燃室效率高，但它的燃气流量调节不能实现自主灵活地控制。 3. 变喉面调节方案 变喉面调节方案是通过运动机构改变燃气发生室喷管喉部面积，从而改变燃气发生室内压强，实现燃气流量调节目的。具体方法有很多：如利用燃气气动特性改变喉部面积；在燃气发生室喉部设置多个喷管；安装燃气流量调节阀等。其中，安装燃气流量调节阀是目前应用最广泛，也是最有效的方法。控制系统传递信号给执行机构，从而控制阀门的运动，根据导弹的飞行状况相应地调节阀门喉部面积，改变燃气流量大小。虽然使用燃气流量调节阀在实际应用时有许多缺点和困难，如阀门控制系统复杂，布局困难等，但这种方法调节范围广，调节自主灵活，十分符合固冲发动机的工作需要，所以世界上许多国家设计导弹时都选择燃气流量调节阀这种方法，如美国的 GQM-163“丛林狼”靶弹，俄罗斯的 R-77M 导弹，欧洲的“流星”导弹等。 上述的三种燃气流量调节方案各有其适用的对象，非壅塞自适应和固定流量调节方案适用于飞行参数变化范围较小的巡航导弹，变喉面调节方案适用于任务性能要求高的各类导弹[3]。在三种调节方案中，变喉面调节方案调节能力最好，自主灵活性最高，工作可靠，所以本文选择此种方案，以燃气流量调节阀作为设计对象。 具体设计过程分为以下几章： 第二章通过建立燃气发生室数学模型来解释燃气流量调节阀的工作原理； 第三章列举多种阀门类型，以滑盘阀为基础，设计三种不同的阀门构型方案，分析其优缺点，确定燃气流量调节阀原理样机具体结构。 第四章通过导弹飞行参数计算燃气喉道最大最小面积；计算丝杠的工作长度。 第五章介绍燃气流量调节阀主要零件的结构设计。 第751章介绍燃气流量调节阀热防护和燃气密封处理。
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