火箭发动机推力室制造技术

本发明专利技术提供了一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。本发明专利技术能够显著提高火箭发动机真空比冲性能；有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护；便于火箭发动机实现摇摆功能；能够提升火箭发动机抗多余物污染能力。

Rocket engine thrust chamber

【技术实现步骤摘要】
火箭发动机推力室
本专利技术涉及航天器推进系统
，具体地涉及一种火箭发动机推力室。
技术介绍
火箭发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。推力室是火箭发动机的核心组件，一般由喷注器、燃烧室和喷管组成，可将推进剂化学能转变成航天器推进力。推力室工作原理如下，利用喷注器将推进剂供入燃烧室中雾化、混合及燃烧，产生高温高压燃气，最终利用喷管将高温燃气超音速排出，产生航天器所需的推力。火箭发动机推力室具有多种分类方法，根据用途和工作环境不同，可分为运载助推级推力室、上面级推力室和航天飞行器机动变轨推力室和姿态控制推力室；根据推力量级不同，可分为大推力的推力室和低推力的推力室；根据推进剂种类数量不同，可分为双组元推力室和单组元推力室。纵观国内外技术现状，火箭发动机推力室设计方案多种多样，也具有很多成功案例，火箭发动机推力室研究工作主要集中在以下三方面：1、增大喷管面积比，获得较高比冲；例如“一种应用于小推力液体火箭发动机燃烧室的离散扰流片(200910123198.1)”采用离散扰流片装置提高燃烧性能和提高比冲的作用。2、使用廉价、无毒、高能推进剂，降低发动机的研制和发射成本；例如“小推力单组元过氧化氢火箭发动机(201010052128.4)”将高浓度过氧化氢用作为单组元姿控火箭发动机的推进剂，可替代现常规有毒的肼类单组元推进剂，取得了单组元姿控发动机无毒化的有益效果。3、采用新材料、新技术，减轻重量，提高性能。为实现火箭发动机具有大角度摇摆、多次启动、可长期在轨等功能，基于专利技术“一种火箭发动机头部与再生冷却身部的新型连接结构(ZL201610345885.8)”和“火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构(ZL201610345895.1)”，提出一种火箭发动机推力室。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种火箭发动机推力室。根据本专利技术提供的一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器、再生冷却身部、喷管延伸段、氧化剂管路、燃料管路、第一转轴、第二转轴；所述头喷注器依次连接再生冷却身部、喷管延伸段，所述再生冷却身部上设置有第一转轴、第二转轴，所述喷注器通过氧化剂管路连接第二转轴，所述喷管延伸段通过燃料管路连接第一转轴。优选地，所述再生冷却身部燃烧室收敛段外壁加厚并连接第一转轴、第二转轴，所述第一转轴、第二转轴相对再生冷却身部燃烧室轴线呈对称分布。优选地，所述头部喷注器上端部设置内螺纹接口、外螺纹接口，所述头部喷注器通过内螺纹接口连接氧化剂路过滤器，所述头部喷注器通过外螺纹接口连接氧化剂管路。优选地，所述内螺纹接口尺寸为M20×1.5，所述外螺纹接口尺寸为M36×1.5，所述氧化剂路过滤器的精度为400目，所述氧化剂管路的通径为DN14。优选地，所述头部喷注器下端部内侧设置有安装槽，能够定位再生冷却身部的燃烧室侧，采用高能束流焊接头部喷注器和再生冷却身部，隔离高温燃气和燃料，头部喷注器下端部外侧设置有焊接锁底用的台阶，能够用于高能束流焊接连接环大端，连接环小端与再生冷却身部燃烧室侧焊连接；所述连接环能够隔离燃料和外部环境。优选地，所述连接环上设置有燃料路过滤器，所述燃料路过滤器的精度为400目。优选地，所述再生冷却身部喷管侧与喷管延伸段小端采用法兰结构连接，喷管延伸段的法兰沿着喷管延伸段小端向外扩张延伸形成锥形开口，所述锥形开口与喷管延伸段轴线之间的夹角为45°；再生冷却身部的法兰为与喷管延伸段的法兰形状相匹配的锥形。优选地，所述喷管延伸段的法兰与再生冷却身部的法兰之间通过柔性石墨密封环密封，并通过多个高温合金螺栓锁紧；所述高温合金螺栓与法兰结构之间设置有弹簧垫片、卡环。优选地，所述柔性石墨密封环初始厚度为2mm，压缩率为25％；所述高温合金螺栓的螺纹尺寸为M8。优选地，所述第一转轴、第二转轴均包括转轴系统，所述转轴系统包括键接口、第一密封面、第二密封面、螺纹管嘴、回转形曲面、轴盖板、燃料/氧化剂进口；所述转轴系统的一端设置有能够连接提供扭矩的电机的键接口，转轴系统的另一端为与再生冷却身部燃烧室收敛段贴合回转形曲面，回转形曲面内部为轴盖板，所述转轴系统侧面上设置的螺纹管嘴能够连接氧化剂管路或燃料管路，所述转轴系统中部轴向上设置有与燃料/氧化剂输送装置连接的第一密封面、第二密封面，第一密封面、第二密封面之间设置一个或多个径向孔作为燃料/氧化剂进口，通过径向孔燃料/氧化剂流入转轴系统内部腔道，并螺纹管嘴流出；所述第一转轴侧面的螺纹管嘴与燃料管路连接，实现燃料流入再生冷却身部的冷却槽道；所述第二转轴侧面的螺纹管嘴与氧化剂管路连接，实现氧化剂流入头部喷注器。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1、本专利技术采用喷管延伸段，显著提高火箭发动机真空比冲性能。2、本专利技术采用再生冷却身部，有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护。3、本专利技术在再生冷却身部上设置转轴，便于火箭发动机实现摇摆功能。4、本专利技术推力室内部设置氧化剂路过滤器和燃料路过滤器，可提升火箭发动机抗多余物污染能力。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为本专利技术结构示意图。图2为本专利技术头部喷注器局部剖视图。图3为本专利技术头部喷注器和再生冷却身部连接处局剖视图。图4为本专利技术再生冷却身部和喷管延伸段连接处局剖视图。图5为本专利技术第一转轴结构示意图。图中示出：具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。根据本专利技术提供的一种火箭发动机推力室，如图1所示，包括头部喷注器1、再生冷却身部2、喷管延伸段3、氧化剂管路4、燃料管路5、第一转轴6、第二转轴7；所述头喷注器1依次连接再生冷却身部2、喷管延伸段3，所述再生冷却身部2上设置有第一转轴6、第二转轴7，所述喷注器1通过氧化剂管路4连接第二转轴7，所述喷管延伸段3通过燃料管路5连接第一转轴6。所述再生冷却身部2燃烧室收敛段外壁加厚并连接第一转轴6、第二转轴7，所述第一转轴6、第二转轴7相对再生冷却身部2燃烧室轴线呈对称分布。本专利技术能够将推进剂的化学能转化为航天器飞行的动能，同时实现火箭发动机具有大角度摇摆、多次启动、可长期在轨等功能。本专利技术拓展性强，适用于运载上面级轨控发动机、载人飞船轨控发动机、适用于战略导弹末级轨控发动机、深空探测器轨控发动机，对空间姿控发动机设计也有一定的借鉴意义。如图2所示，所述头部喷注器1上端部设置内螺纹接口101、外螺纹接口102，所述头部喷注器1通过内螺纹接口101连接氧化剂路过滤器8，所述头部喷注器1通过外螺纹接口102连接氧化剂管路4本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发动机推力室，其特征在于，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机推力室，其特征在于，包括头部喷注器(1)、再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)、氧化剂管路(4)、燃料管路(5)、第一转轴(6)、第二转轴(7)；所述头喷注器(1)依次连接再生冷却身部(2)、喷管延伸段(3)，所述再生冷却身部(2)上设置有第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述喷注器(1)通过氧化剂管路(4)连接第二转轴(7)，所述喷管延伸段(3)通过燃料管路(5)连接第一转轴(6)。2.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述再生冷却身部(2)燃烧室收敛段外壁加厚并连接第一转轴(6)、第二转轴(7)，所述第一转轴(6)、第二转轴(7)相对再生冷却身部(2)燃烧室轴线呈对称分布。3.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述头部喷注器(1)上端部设置内螺纹接口(101)、外螺纹接口(102)，所述头部喷注器(1)通过内螺纹接口(101)连接氧化剂路过滤器(8)，所述头部喷注器(1)通过外螺纹接口(102)连接氧化剂管路(4)。4.根据权利要求3所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述内螺纹接口(101)尺寸为M20×1.5，所述外螺纹接口(102)尺寸为M36×1.5，所述氧化剂路过滤器(8)的精度为400目，所述氧化剂管路(4)的通径为DN14。5.根据权利要求1所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述头部喷注器(1)下端部内侧设置有安装槽，能够定位再生冷却身部(2)的燃烧室侧，采用高能束流焊接头部喷注器(1)和再生冷却身部(2)，隔离高温燃气和燃料，头部喷注器(1)下端部外侧设置有焊接锁底用的台阶，能够用于高能束流焊接连接环(9)大端，连接环(9)小端与再生冷却身部(2)燃烧室侧焊连接；所述连接环(9)能够隔离燃料和外部环境。6.根据权利要求5所述的火箭发动机推力室，其特征在于，所述连接环(9)上设置有燃料路过滤器(10)，所述燃料路过滤器(10)的精度为400目。7.根据权利要求1所述的火箭发...

【专利技术属性】
技术研发人员：陈明亮，刘昌国，陈泓宇，韩冲，赵婷，邬二龙，殷艳媚，
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