一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構制造技術

本發明專利技術公開一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，包括由前至后依次同軸相連的發動機頭蓋、燃燒室殼體與噴管殼體。氧化劑通過發動機頭蓋前端的進氣通道進入燃燒室，燃燒室中裝填有分段端燃藥柱，各段藥柱上都設置一定數目的噴注孔，相對應的噴注孔均同軸設計，噴注孔直徑不同。氧化劑通過噴注孔到達分段端燃藥柱的后端面進行端面燃燒，藥柱后端面整體退移。燃燒之后的高溫高壓燃氣通過拉瓦爾噴管膨脹并加速噴出，產生反作用推力。在氧化劑流量恒定的情況下，只要控制好不同段藥柱的長度和噴注孔的直徑就能做到穩定、精確變推力。

【技術實現步驟摘要】
一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構
本專利專利技術屬于火箭發動機
，具體涉及一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構。
技術介紹
固液火箭發動機采用液體氧化劑和固體燃料，結構上兼備了液體火箭發動機和固體火箭發動機的共同特點，具有安全性好、容易進行推力調節、藥柱穩定性好、環保性好、易關機和重新啟動、經濟性好等優點，可用于探空火箭、姿軌控發動機、變推力發動機等領域。同時，固液火箭發動機也存在裝填密度低、燃燒效率低、氧燃比會發生變化的缺點。根據火箭發動機的工作原理，發動機的推力可以通過改變推進劑組合、推進劑流量、噴管出口面積和噴管喉部面積等參數進行調節。但是由于物理限制，對推進劑組合和噴管出口面積進行控制和調整非常困難，而且由于熱流很高，噴管喉部面積也難以改變。因此，改變推進劑的流量是調節火箭發動機推力最常用的方法。現有的變推力固液火箭發動機主要是通過調節氧化劑的流量來進行推力調節。這樣的調節方式需要在系統中設置額外的流量調節裝置，增加了系統的復雜性。而且變推力固液火箭發動機在推力調節過程中，氧化劑流量發生大范圍變化時，為了將噴注壓降控制在合理范圍內，還需要采用獨特的噴注技術，這也會增加系統的復雜性，同時降低可靠性。
技術實現思路
為了解決上述問題，本專利技術專利提出一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，能做到穩定、精確變推力。本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，包括由前至后依次同軸相連的發動機頭蓋、燃燒室殼體與噴管殼體；燃燒室殼體內安裝有藥柱。藥柱為分段端燃藥柱，由至少n段藥柱組成，n為正整數，n＞1；各段藥柱上開有沿軸向涉及的相互連通的噴注孔。由此，通過改變各段藥柱的噴注孔孔徑來控制氧燃比，進而控制推力；且通過改變各段藥柱的長度來控制每段藥柱所提供推力下的工作時間。本專利技術的優點在于：1、本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，只改變固液火箭發動機的裝藥形式，不需要對固液火箭發動機的結構做重新設計；2、本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，與傳統的變推力固液火箭發動機相比，不需要在工作過程中改變氧化劑的流量，降低了輸送系統的復雜性，提高了可靠性；3、本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，端燃發動機在工作過程中的燃燒面積和氧燃比保持恒定，藥柱端面整體退移；在氧化劑流量恒定的情況下，只要控制好不同段藥柱的長度和噴注孔的直徑就能做到穩定、精確變推力；4、本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，在裝藥設計上，采用端面燃燒裝藥藥形，可以提高藥柱的裝填分數、減小發動機的長細比、維持燃燒過程中氧燃比的穩定，并且可以減少發動機的余藥質量；5、本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，在發動機工作過程中，保持端面燃燒的狀態，由于燃燒區域遠離發動機頭部和閥門，熱防護容易實現。附圖說明圖1為本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構示意圖；圖2為本專利技術分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構中藥柱噴注孔排布方式示意圖。圖中：1-發動機頭蓋2-燃燒室前法蘭3-燃燒室殼體4-藥柱絕熱層5-分段端燃藥柱6-燃燒室后法蘭7-噴管殼體8-噴管絕熱層9-噴注孔具體實施方式下面結合附圖對本專利技術專利做進一步的說明。本專利技術專利提出一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機方案，其結構包括發動機頭蓋1、燃燒室前法蘭2、燃燒室殼體3、藥柱絕熱層4、分段端燃藥柱5、燃燒室后法蘭6、噴管殼體7與噴管絕熱層8，如圖1所示。所述燃燒室殼體3為圓筒形結構，其前端面與后端面分別通過螺紋固定安裝有燃燒室前法蘭2和燃燒室后法蘭6。發動機頭蓋1前端具有進氣通道，用于氧化劑的供給，氧化劑可以選擇O2、N2O等氣體氧化劑。發動機頭蓋1后端面上設計有環形凸臺，用來與燃燒室殼體3的前端面配合，實現發動機頭蓋1與燃燒室殼體3之間的徑向定位。發動機頭蓋1和燃燒室前法蘭2之間通過長螺栓同軸連接；同時通過在環形凸臺周向上設計的凹槽內安裝O型密封圈，實現燃燒室前端的密封。上述燃燒室殼體3內安裝有藥柱絕熱層4。藥柱絕熱層4材料為耐燒蝕的高硅氧，其外壁面與燃燒室殼體3的內壁面間通過粘接固定。藥柱絕熱層4用來阻礙熱量向燃燒室殼體3的傳遞，以使燃燒室殼體3維持在較低的溫度。所述噴管殼體7前端與燃燒室后法蘭6之間采用長螺栓同軸連接。噴管絕熱層8采用耐燒蝕和抗沖刷的絕熱材料制成，其外壁面與噴管殼體7的內壁面通過粘接固定。噴管絕熱層8用來保證噴管殼體7免受熱量的侵襲和粒子的沖刷，對噴管殼體7具有保護的作用。噴管絕熱層8的采用前段收斂、后段擴張的拉瓦爾噴管的形式，可以保證發動機高溫燃氣的膨脹和加速噴出，以產生較為理想的推力。所述分段端燃藥柱5為圓柱形結構，采用固液火箭發動機常用的燃料制成，如HTPB(端烴基聚丁二烯)、PE(聚乙烯)和PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)等，同軸設置在藥柱絕熱層4內。根據需要的推力和工作時間，分段端燃藥柱5分成多段裝填，各段藥柱上開設有沿藥柱軸向的噴注孔9，噴注孔9在藥柱徑向上分多層布置，如圖2所示，每層噴注孔9周向均布；且各段藥柱上的噴注孔9在藥柱的周向位置對應，使各個分段端然藥柱5上相對應的噴注孔9連通且同軸，形成噴注通道。通過改變各段藥柱的噴注孔9孔徑來控制氧燃比；同時通過改變每段藥柱的長度來控制每段推力下的工作時間。圖1中給出了藥柱分成兩段裝填的示意圖，根據需要的推力來確定前段藥柱的噴注孔9孔徑大于后段藥柱噴注孔9孔徑。在藥柱裝填中，每段藥柱的孔徑要根據需要的推力來確定，并不一定是前段藥柱的孔徑大于后段藥柱的孔徑。所述分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機工作時，氧化劑通過發動機頭蓋1前端的進氣通道進入燃燒室殼體3中，分段端燃藥柱5的前端面與發動機頭蓋1的后端面間具有一定的容腔，為氧化劑進入分段端燃藥柱5的各個噴注孔9進行分流和提供緩沖。氧化劑通過噴注通道到達分段端燃藥柱5的后端面，當氧化劑流速超過臨界流速時，發動機只發生端面燃燒，藥柱后端面整體退移。由于藥柱分為多段裝填，各段藥柱的噴注孔9徑不同，因此每段藥柱燃燒完之后，氧燃比會發生變化，從而改變推力。在氧化劑流量恒定的情況下，噴注孔9的直徑根據通過推力計算所得的氧燃比來確定，每段藥柱的長度根據燃速和每段推力下的工作時間確定，只要控制好不同段藥柱的長度和噴注孔9的直徑就能做到穩定、精確變推力。燃燒之后的高溫高壓燃氣通過發動機噴管絕熱層8中的拉瓦爾形噴管結構膨脹并加速噴出，產生反作用推力。本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，包括由前至后依次同軸相連的發動機頭蓋、燃燒室殼體與噴管殼體；燃燒室殼體內安裝有藥柱；其特征在于：藥柱為分段端燃藥柱，由至少n段藥柱組成，n為正整數，n＞1；各段藥柱上開有沿軸向設計的相互連通的噴注孔。

【技術特征摘要】
1.一種分段裝藥端燃變推力固液火箭發動機結構，包括由前至后依次同軸相連的發動機頭蓋、燃燒室殼體與噴管殼體；燃燒室殼體內安裝有藥柱；其特征在于：藥柱為分段端燃藥柱，由至少n段藥柱組成，n為正整數，n＞1；各段藥柱上開有沿軸向設計的相互連通的噴注孔。2.如權...

【專利技術屬性】
技術研發人員：田輝，朱浩，何凌飛，張源俊，李承恩，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：北京,11