一种单组元液体火箭发动机及其室压粗糙度、温度控制方法技术

本发明专利技术公开了一种单组元液体火箭发动机及其室压粗糙度、温度控制方法，火箭发动机包括套筒、塞体、前催化床和后催化床，其中，塞体同轴安装在套筒内部，前催化床和后催化床依次嵌套在塞体外侧，塞体中设置有推进剂供应流道、推进剂子流道、谐振腔和谐振腔平衡流道。液体推进剂先在前催化床中反应生成气液相推进剂，然后在后催化床中反应生成高温高压的燃气，且高温高压的燃气分为两个部分，其中大部分燃气直接经过推力时排出产生推力，小部分燃气进入谐振腔后再由谐振腔中缓慢流出。本发明专利技术的火箭发动机零部件少，装配难度低，还具有低室压粗糙度和自保温的功能。室压粗糙度和自保温的功能。室压粗糙度和自保温的功能。

【技术实现步骤摘要】
一种单组元液体火箭发动机及其室压粗糙度、温度控制方法


[0001]本专利技术涉及卫星、探测器单组元液体火箭发动机，尤其是一种自保温、低室压粗糙度的单组元液体火箭发动机。

技术介绍

[0002]单组元液体火箭发动机因其结构简单、成本低、可靠性高等优势，已经成熟应用在飞机、卫星、探测器、飞船、导弹弹头、运载火箭上面级提供冲量及姿态控制方面。
[0003]单组元液体火箭发动机因其动力能量来源于推进剂的催化反应，而催化反应受催化床温度影响较大，所以其具有冷启动与热启动两种启动工作模式。其中，冷启动对催化剂损伤很大，冷启动次数限制了单组元发动机的工作寿命。此外，单组元发动机长期处于太空深冷环境中，热量损失严重。因此，现有技术常常采用加热设备保温催化床，以实现单组元发动机长时间处于热启动状态并延长工作寿命。

技术实现思路

[0004]为了解决上述问题，本专利技术旨在提供一种单组元液体火箭发动机及其室压粗糙度、温度控制方法，减少单组元液体火箭发动机的零部件，降低火箭发动机的装配难度和外形尺寸，同时使得火箭发动机的室压粗糙度得以降低，进一步，使得火箭发动机获得自保温的功能。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术采用以下技术方案：
[0006]一种单组元液体火箭发动机，包括，
[0007]套筒，所述套筒内部且沿着套筒轴线方向至少包括顺序划分的第一腔体、第二腔体和第三腔体；
[0008]前催化床，所述前催化床位于第一腔体中；
[0009]后催化床，所述后催化床位于第二腔体中；
[0010]塞体，所述塞体与套筒同轴且同时贯穿前催化床、后催化床和第三腔体，塞体内还设置有推进剂供应流道和推进剂子流道，其中，推进剂供应流道为开设在塞体第一端端面的盲孔，推进剂供应流道从塞体的第一端延伸至第一腔体，推进剂子流道的一端与推进剂供应流道连通，另一端贯穿塞体表面后与前催化床连通，塞体位于第三腔体中的部分为变截面结构且内部设置有谐振腔和谐振腔平衡流道，该部分塞体的截面面积按照从第二腔体指向第三腔体的方向由小逐渐变大，然后再逐渐缩小，该部分塞体的表面与第三腔体的内壁之间形成了截面由大变小再由小变大的推力室，推力室通过谐振腔平衡流道与谐振腔连通。
[0011]进一步，所述套筒为一端敞口、另一端封闭的筒体结构，且在套筒封闭端的端面上开有用于安装塞体的通孔，对应套筒封闭端的套筒外表面周向还设置有固定座。
[0012]进一步，所述塞体的第一端经过通孔延伸到套筒的外侧，且塞体位于套筒外侧的表面设置有外螺纹，塞体通过套接在外螺纹上的固定螺母同轴安装在套筒内。
[0013]进一步，所述塞体与套筒封闭端端面的通孔接触位置设置有密封结构。
[0014]进一步，所述塞体表面设置有第一定位凸台，所述前催化床套接在塞体的外表面且通过第一定位凸台限位、定位。
[0015]进一步，所述塞体表面设置有第二定位凸台，所述后催化床套接在塞体的外表面且通过第二定位凸台限位、定位。
[0016]进一步，所述前催化床内以及后催化床内填充有催化剂颗粒，且前催化床内的催化剂颗粒粒度小于后催化床内的催化剂颗粒粒度。
[0017]进一步，所述推进剂子流道为多个垂直于塞体轴线方向并呈阵列排布的孔。
[0018]进一步，所述推进剂供应流道包括一个锥形面的接口。
[0019]一种单组元液体火箭发动机室压粗糙度、温度控制方法，包括，
[0020]控制液体推进剂先反应生成气液相推进剂，然后再反应生成高温高压的燃气，且高温高压的燃气分为两个部分，其中大部分燃气直接经过推力时排出产生推力，小部分燃气进入谐振腔后再由谐振腔中缓慢流出。
[0021]进一步，
[0022]所述液体推进剂先反应生成气液相推进剂的过程在填充有催化剂的第一催化床中进行；
[0023]所述气液相推进剂反应生成高温高压燃气的过程在填充有催化剂的第二催化床中进行，且第一催化床中的催化剂不同于第二催化床中的催化剂；
[0024]所述谐振腔位于推力室中燃气气流通道截面最小的位置。
[0025]与现有技术相比，本专利技术具有以下优势：
[0026](1)本专利技术的单组元液体火箭发动机零部件少、装配难度低；
[0027](2)本专利技术的单组元液体火箭发动机室压粗糙度低。塞体内的谐振腔与推力室相连，二者压力构成谐振关系，当室压较大时，少量燃气进入谐振腔，室压上升幅度得以减弱；当压力较低时，谐振腔内的燃气进入推力室，室压下降幅度得以减弱；
[0028](3)本专利技术的单组元液体火箭发动机具有自保温能力，无需额外热源保温。发动机关机后，谐振腔内的燃气并不能瞬时完全排出，而是缓慢从谐振腔内流出，因此残留在谐振腔内的高温燃气将自身的热量传递给塞体，使发动机具有一定的保温能力。
附图说明
[0029]图1为本专利技术单组元液体火箭发动机三视图；
[0030]图2为本专利技术单组元液体火箭发动机剖视图；
[0031]图3为本专利技术单组元液体火箭发动机中推进剂在推进剂供应流道、推进剂子流道、前催化床、后催化床中的流动方向以及燃气在谐振腔、谐振腔平衡流道和推力室中的流动方向示意图；
[0032]图中，1
‑
塞体；2
‑
套筒；3
‑
前催化床；4
‑
后催化床；5
‑
固定螺母；6
‑
谐振腔。
具体实施方式
[0033]下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步的说明，但不应就此理解为本专利技术所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本专利技术上述技术思想情况下，凡根据本领
域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本专利技术的范围内。
[0034]如图1～图3所示，为本专利技术的自保温、低室压粗糙度单组元液体火箭发动机，具体包括塞体1、套筒2、前催化床3、后催化床4和固定螺母5。套筒2内部的腔体划分为第一腔体、第二腔体和第三腔体，相应的，塞体1对应于第一腔体、第二腔体、第三腔体划分为前段、中段、后段三个区域。
[0035]塞体1位于发动机的轴线上，塞体1与前催化床3、后催化床4、套筒2通过固定螺母5同轴固定。液体推进剂经塞体1前端(图1和图2中的左端)流入发动机，沿着塞体1内的推进剂供应流道(该流道沿着塞体1轴向延伸)以及径向分布的推进剂子流道(该子流道垂直于塞体1的轴向)流入前催化床3中并发生催化反应变为高温的气液相推进剂(气相和液相混合的推进剂)，气液相推进剂再流经后催化床4使剩余的液相推进剂发生催化反应产生高温高压的燃气，绝大多数燃气随后流经塞体1与套筒2组合形成的变截面缩放形流道成为超声速流体并产生推力，少量燃气经谐振腔平衡流道进入塞体1内的谐振腔6来减小推力室内的压力粗糙度。
[0036]如图2，套筒2为一个一端端面封闭且开有锥形通孔(图2中左端)、另一端敞口的筒体结构(图2中右端)，锥形通孔处的锥面与塞体1前端外壁上的球形面本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种单组元液体火箭发动机，其特征在于：包括，套筒(2)，所述套筒(2)内部且沿着套筒(2)轴线方向至少包括顺序划分的第一腔体、第二腔体和第三腔体；前催化床(3)，所述前催化床(3)位于第一腔体中；后催化床(4)，所述后催化床(4)位于第二腔体中；塞体(1)，所述塞体(1)与套筒(2)同轴且同时贯穿前催化床(3)、后催化床(4)和第三腔体，塞体(1)内还设置有推进剂供应流道和推进剂子流道，其中，推进剂供应流道为开设在塞体(1)第一端端面的盲孔，推进剂供应流道从塞体(1)的第一端延伸至第一腔体，推进剂子流道的一端与推进剂供应流道连通，另一端贯穿塞体(1)表面后与前催化床(3)连通，塞体(1)位于第三腔体中的部分为变截面结构且内部设置有谐振腔(6)和谐振腔平衡流道，该部分塞体(1)的截面面积按照从第二腔体指向第三腔体的方向由小逐渐变大，然后再逐渐缩小，该部分塞体(1)的表面与第三腔体的内壁之间形成了截面由大变小再由小变大的推力室，推力室通过谐振腔平衡流道与谐振腔(6)连通。2.根据权利要求1所述的一种单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述套筒(2)为一端敞口、另一端封闭的筒体结构，且在套筒(2)封闭端的端面上开有用于安装塞体(1)的通孔，对应套筒(2)封闭端的套筒(2)外表面周向还设置有固定座。3.根据权利要求2所述的一种单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述塞体(1)的第一端经过通孔延伸到套筒(2)的外侧，且塞体(1)位于套筒(2)外侧的表面设置有外螺纹，塞体(1)通过套接在外螺纹上的固定螺母(5)同轴安装在套筒(2)内。4.根据权利要求2所述的一种单组元液体火箭发...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈宗，陈永华，任站阳，谢彪，丁洋，伍家威，韦春花，
申请(专利权)人：贵州航天朝阳科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：