一种轻小型火箭发动机结构布局制造技术

本发明专利技术涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种轻小型火箭发动机结构布局，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。依据本发明专利技术的发动机结构布局包括头部壳体模块、节流圈、推进剂控制阀、喷注器芯体、喷管、燃烧室压力管嘴，阀门紧固件，防内漏密封圈，防外漏密封圈。本发明专利技术具有以下优点：1)发动机产品结构紧凑，有利于减小发动机包络尺寸；2)发动机零件数量少，有利于提升发动机固有可靠性；3)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节；4)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护。

A Structural Layout of Light and Small Rocket Engines

The invention relates to the technical field of spacecraft propulsion system, in particular to the structural layout of a light and small rocket engine, which can realize the compact structure of the engine and facilitate the modular integration of products. The engine structure layout according to the invention includes head shell module, throttle ring, propellant control valve, injector core, nozzle, combustion chamber pressure pipe nozzle, valve fastener, anti-leakage sealing ring and anti-leakage sealing ring. The invention has the following advantages: 1) compact structure of the engine product is beneficial to reducing the envelope size of the engine; 2) small number of engine parts is beneficial to improving the inherent reliability of the engine; 3) the throttle ring is easy to disassemble and assemble, and the flow resistance of the engine is easy to adjust; 4) proper hollow structure is beneficial to weight reduction and thermal protection of the engine product.

【技术实现步骤摘要】
一种轻小型火箭发动机结构布局
本专利技术涉及航天器推进系统
，具体涉及一种轻小型火箭发动机结构布局。
技术介绍
发动机是运载火箭、卫星、导弹等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。随着航天技术的发展，对火箭火箭发动机轻小型化提出了更高的要求，轻小型火箭发动机不仅可以降低航天器的总重量、增加航天器的有效载荷，而且对优化航天器总体设计、提高航天器的性能和技术水平有重要意义，如轻小型火箭发动机应用于在导弹武器领域、微小型空间飞行器领域，可极大地推动了民用和军用航天飞行器的技术进步。发动机的结构布局力求紧凑，使结构空间充分而合理的利用，在不发生结构干扰的前提下尽量压缩发动机的轮廓尺寸，增加整体刚度和结构可靠性。发动机的结构质量在布局空间的分布应尽量对称布置，避免产生偏心力矩，增加控制负荷。在发动机结构布局紧凑的前提下，对某型部位要求一定的开敞性，便于发动机安装和测试。发动机结构布局还需兼顾宏观造型和谐，把发动机的功能与人类精神上的审美统一起来。纵观国内外技术现状，轻小型火箭发动机结构布局形式多种多样，也具有很多成功案例，但普遍具有以下不足：1)布局结构紧凑型欠佳，结构空间利用率较低；2)发动机节流孔板调节时，需要反复多次拆装阀门。
技术实现思路
本专利技术所要解决的技术问题是提供了一种轻小型火箭发动机结构布局，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。一种轻小型火箭发动机结构布局，主要包括以下内容：1)火箭发动机结构布局包括头部壳体模块、节流圈、推进剂控制阀、喷注器芯体、喷管、燃烧室压力管嘴，阀门紧固件，防内漏密封圈，防外漏密封圈。2)头部壳体模块上设置动力系统安装接口、节流圈安装接口、推进剂控制阀安装接口、喷注器芯体安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口，各类接口高度集成，利于结构布局紧凑；同时头部壳体模块结构进行了适当的镂空，利于减重和热防护；3)节流圈的一端设置外螺纹接口，便于实现节流圈与头部壳体模块自由拆装，利于发动机流阻调节；节流圈的另一端设置光洁面，节流圈安装后，节流圈的光洁面与头部壳体模块会形成密封圈安装槽，实现发动机与动力系统安装处推进剂可靠密封；4)推进剂控制阀门为插入式电磁阀门，包括一个氧化剂阀门和一个燃料阀门，分别位于头部壳体模块的动力系统安装接口左右两侧，对称分布；推进剂控制阀门与头部壳体模块安装后，可形成防止推进剂内漏的密封槽和防止推进剂外漏的密封槽，两处密封槽分别用于放置防内漏密封圈和防外漏密封圈；推进剂控制阀门通过阀门紧固件固定在头部壳体模块上；5)通过钎焊实现喷注器芯体与头部壳体模块连接；6)通过高能束流焊接实现喷管与头部壳体模块连接；7)燃烧室压力管嘴位于头部壳体模块的动力系统安装接口相对面，通过氩弧焊实现燃烧室压力管嘴与头部壳体模块连接。本专利技术的优点在于：1)发动机产品结构紧凑，有利于减小发动机包络尺寸；2)发动机零件数量少，有利于提升发动机固有可靠性；3)节流圈易于拆装，便于发动机流阻调节；4)结构适当镂空，有利于发动机产品减重和热防护。本专利技术拓展性强，适用于武器领域、运载火箭、卫星、飞船、月球探测领域的轻小型火箭发动机结构布局结构设计，可实现发动机结构布局的紧凑性、开敞性、完整性和和谐性。附图说明图1是一种本专利技术实施例一种轻小型火箭发动机结构布局示意图。具体实施方式下面结合附图和具体实施方式对本专利技术作进一步详细说明。参见图1，发动机结构布局包括头部壳体模块1、节流圈2、推进剂控制阀3、喷注器芯体4、喷管5、燃烧室压力管嘴6，阀门紧固件7，防内漏密封圈8，防外漏密封圈9，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。头部壳体模块1的动力系统安装接口为平面法兰接口，多个螺纹孔位于同一安装面上，多个螺纹孔的中间区域为节流圈2的安装接口。节流圈2安装接口为内螺纹孔，节流圈2安装后，节流圈2的光洁面与头部壳体模块1会形成密封圈安装槽，实现发动机与动力系统安装处推进剂可靠密封。推进剂控制阀门3为插入式电磁阀门，包括一个氧化剂阀门和一个燃料阀门，分别位于头部壳体模块1的动力系统安装接口左右两侧，对称分布；推进剂控制阀门3与头部壳体模块2安装后，可形成防止推进剂内漏的密封槽和防止推进剂外漏的密封槽，两处密封槽分别用于放置防内漏密封圈8和防外漏密封圈9；推进剂控制阀门2通过阀门紧固件7固定在头部壳体模块1上；喷注器芯体4设置钎焊面和导向外圆，通过钎焊实现喷注器芯体4与头部壳体模块1连接；6)喷管5设置焊接锁底用的台阶，采用高能束流焊接实现喷管5与头部壳体模块1连接；7)燃烧室压力管嘴6位于头部壳体模块1的动力系统安装接口相对面，通过氩弧焊实现燃烧室压力管嘴6与头部壳体模块1连接。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种轻小型火箭发动机结构布局，其特征在于，发动机结构布局包括头部壳体模块1、节流圈2、推进剂控制阀3、喷注器芯体4、喷管5、燃烧室压力管嘴6，阀门紧固件7，防内漏密封圈8，防外漏密封圈9，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。

【技术特征摘要】
1.一种轻小型火箭发动机结构布局，其特征在于，发动机结构布局包括头部壳体模块1、节流圈2、推进剂控制阀3、喷注器芯体4、喷管5、燃烧室压力管嘴6，阀门紧固件7，防内漏密封圈8，防外漏密封圈9，可以实现发动机结构紧凑，有利于产品模块化集成。2.如权利要求1所述的一种轻小型火箭发动机结构布局，其特征在于，头部壳体模块2上设置动力系统安装接口、节流圈安装接口、推进剂控制阀安装接口、喷注器芯体安装接口、喷管安装接口、燃烧室压力管嘴安装接口，同时头部壳体模块结构进行了适当的镂空。3.如权利要求1所述的一种轻小型火箭发动机结构布局，其特征在于，节流圈2的一端设置外螺纹接口，节流圈2的另一端设置光洁面，节流圈2安装后，节流圈2的光洁面与头部壳体模块1会形成密封圈安装槽。...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈明亮，付华林，陈师，邬二龙，陈夏超，殷艳媚，周斌杰，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31