一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构制造技术

本发明专利技术公开一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，包括由前至后依次同轴相连的发动机头盖、燃烧室壳体与喷管壳体。氧化剂通过发动机头盖前端的进气通道进入燃烧室，燃烧室中装填有分段端燃药柱，各段药柱上都设置一定数目的喷注孔，相对应的喷注孔均同轴设计，喷注孔直径不同。氧化剂通过喷注孔到达分段端燃药柱的后端面进行端面燃烧，药柱后端面整体退移。燃烧之后的高温高压燃气通过拉瓦尔喷管膨胀并加速喷出，产生反作用推力。在氧化剂流量恒定的情况下，只要控制好不同段药柱的长度和喷注孔的直径就能做到稳定、精确变推力。

【技术实现步骤摘要】
一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构
本专利专利技术属于火箭发动机
，具体涉及一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构。
技术介绍
固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料，结构上兼备了液体火箭发动机和固体火箭发动机的共同特点，具有安全性好、容易进行推力调节、药柱稳定性好、环保性好、易关机和重新启动、经济性好等优点，可用于探空火箭、姿轨控发动机、变推力发动机等领域。同时，固液火箭发动机也存在装填密度低、燃烧效率低、氧燃比会发生变化的缺点。根据火箭发动机的工作原理，发动机的推力可以通过改变推进剂组合、推进剂流量、喷管出口面积和喷管喉部面积等参数进行调节。但是由于物理限制，对推进剂组合和喷管出口面积进行控制和调整非常困难，而且由于热流很高，喷管喉部面积也难以改变。因此，改变推进剂的流量是调节火箭发动机推力最常用的方法。现有的变推力固液火箭发动机主要是通过调节氧化剂的流量来进行推力调节。这样的调节方式需要在系统中设置额外的流量调节装置，增加了系统的复杂性。而且变推力固液火箭发动机在推力调节过程中，氧化剂流量发生大范围变化时，为了将喷注压降控制在合理范围内，还需要采用独特的喷注技术，这也会增加系统的复杂性，同时降低可靠性。
技术实现思路
为了解决上述问题，本专利技术专利提出一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，能做到稳定、精确变推力。本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，包括由前至后依次同轴相连的发动机头盖、燃烧室壳体与喷管壳体；燃烧室壳体内安装有药柱。药柱为分段端燃药柱，由至少n段药柱组成，n为正整数，n＞1；各段药柱上开有沿轴向涉及的相互连通的喷注孔。由此，通过改变各段药柱的喷注孔孔径来控制氧燃比，进而控制推力；且通过改变各段药柱的长度来控制每段药柱所提供推力下的工作时间。本专利技术的优点在于：1、本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，只改变固液火箭发动机的装药形式，不需要对固液火箭发动机的结构做重新设计；2、本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，与传统的变推力固液火箭发动机相比，不需要在工作过程中改变氧化剂的流量，降低了输送系统的复杂性，提高了可靠性；3、本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，端燃发动机在工作过程中的燃烧面积和氧燃比保持恒定，药柱端面整体退移；在氧化剂流量恒定的情况下，只要控制好不同段药柱的长度和喷注孔的直径就能做到稳定、精确变推力；4、本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，在装药设计上，采用端面燃烧装药药形，可以提高药柱的装填分数、减小发动机的长细比、维持燃烧过程中氧燃比的稳定，并且可以减少发动机的余药质量；5、本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，在发动机工作过程中，保持端面燃烧的状态，由于燃烧区域远离发动机头部和阀门，热防护容易实现。附图说明图1为本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构示意图；图2为本专利技术分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构中药柱喷注孔排布方式示意图。图中：1-发动机头盖2-燃烧室前法兰3-燃烧室壳体4-药柱绝热层5-分段端燃药柱6-燃烧室后法兰7-喷管壳体8-喷管绝热层9-喷注孔具体实施方式下面结合附图对本专利技术专利做进一步的说明。本专利技术专利提出一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机方案，其结构包括发动机头盖1、燃烧室前法兰2、燃烧室壳体3、药柱绝热层4、分段端燃药柱5、燃烧室后法兰6、喷管壳体7与喷管绝热层8，如图1所示。所述燃烧室壳体3为圆筒形结构，其前端面与后端面分别通过螺纹固定安装有燃烧室前法兰2和燃烧室后法兰6。发动机头盖1前端具有进气通道，用于氧化剂的供给，氧化剂可以选择O2、N2O等气体氧化剂。发动机头盖1后端面上设计有环形凸台，用来与燃烧室壳体3的前端面配合，实现发动机头盖1与燃烧室壳体3之间的径向定位。发动机头盖1和燃烧室前法兰2之间通过长螺栓同轴连接；同时通过在环形凸台周向上设计的凹槽内安装O型密封圈，实现燃烧室前端的密封。上述燃烧室壳体3内安装有药柱绝热层4。药柱绝热层4材料为耐烧蚀的高硅氧，其外壁面与燃烧室壳体3的内壁面间通过粘接固定。药柱绝热层4用来阻碍热量向燃烧室壳体3的传递，以使燃烧室壳体3维持在较低的温度。所述喷管壳体7前端与燃烧室后法兰6之间采用长螺栓同轴连接。喷管绝热层8采用耐烧蚀和抗冲刷的绝热材料制成，其外壁面与喷管壳体7的内壁面通过粘接固定。喷管绝热层8用来保证喷管壳体7免受热量的侵袭和粒子的冲刷，对喷管壳体7具有保护的作用。喷管绝热层8的采用前段收敛、后段扩张的拉瓦尔喷管的形式，可以保证发动机高温燃气的膨胀和加速喷出，以产生较为理想的推力。所述分段端燃药柱5为圆柱形结构，采用固液火箭发动机常用的燃料制成，如HTPB(端烃基聚丁二烯)、PE(聚乙烯)和PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)等，同轴设置在药柱绝热层4内。根据需要的推力和工作时间，分段端燃药柱5分成多段装填，各段药柱上开设有沿药柱轴向的喷注孔9，喷注孔9在药柱径向上分多层布置，如图2所示，每层喷注孔9周向均布；且各段药柱上的喷注孔9在药柱的周向位置对应，使各个分段端然药柱5上相对应的喷注孔9连通且同轴，形成喷注通道。通过改变各段药柱的喷注孔9孔径来控制氧燃比；同时通过改变每段药柱的长度来控制每段推力下的工作时间。图1中给出了药柱分成两段装填的示意图，根据需要的推力来确定前段药柱的喷注孔9孔径大于后段药柱喷注孔9孔径。在药柱装填中，每段药柱的孔径要根据需要的推力来确定，并不一定是前段药柱的孔径大于后段药柱的孔径。所述分段装药端燃变推力固液火箭发动机工作时，氧化剂通过发动机头盖1前端的进气通道进入燃烧室壳体3中，分段端燃药柱5的前端面与发动机头盖1的后端面间具有一定的容腔，为氧化剂进入分段端燃药柱5的各个喷注孔9进行分流和提供缓冲。氧化剂通过喷注通道到达分段端燃药柱5的后端面，当氧化剂流速超过临界流速时，发动机只发生端面燃烧，药柱后端面整体退移。由于药柱分为多段装填，各段药柱的喷注孔9径不同，因此每段药柱燃烧完之后，氧燃比会发生变化，从而改变推力。在氧化剂流量恒定的情况下，喷注孔9的直径根据通过推力计算所得的氧燃比来确定，每段药柱的长度根据燃速和每段推力下的工作时间确定，只要控制好不同段药柱的长度和喷注孔9的直径就能做到稳定、精确变推力。燃烧之后的高温高压燃气通过发动机喷管绝热层8中的拉瓦尔形喷管结构膨胀并加速喷出，产生反作用推力。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，包括由前至后依次同轴相连的发动机头盖、燃烧室壳体与喷管壳体；燃烧室壳体内安装有药柱；其特征在于：药柱为分段端燃药柱，由至少n段药柱组成，n为正整数，n＞1；各段药柱上开有沿轴向设计的相互连通的喷注孔。

【技术特征摘要】
1.一种分段装药端燃变推力固液火箭发动机结构，包括由前至后依次同轴相连的发动机头盖、燃烧室壳体与喷管壳体；燃烧室壳体内安装有药柱；其特征在于：药柱为分段端燃药柱，由至少n段药柱组成，n为正整数，n＞1；各段药柱上开有沿轴向设计的相互连通的喷注孔。2.如权...

【专利技术属性】
技术研发人员：田辉，朱浩，何凌飞，张源俊，李承恩，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11