适用于空间装置的低温发动机制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种适用于空间装置的低温发动机，包括喷注器本体、推力室、火花塞，所述喷注器本体中设置有容纳空间，所述火花塞安装在喷注器本体的一侧且火花塞上所具有的电极延伸到容纳空间中；所述推力室安装在喷注器本体的另一侧且与容纳空间连通；所述喷注器本体上设置有助燃剂流道以及可燃剂流道，所述助燃剂流道、可燃剂流道都与容纳空间连接，本发明专利技术可燃剂流道上采用倾斜核心喷嘴和涡流喷嘴相结合的结构设计，通过分级燃烧独立控制点火核心区混合比和发动机总混合比，确保发动机点火工作的可靠性和热结构安全性，结合电火花点火次数不受限制的优势，能够满足空间应用的姿态控制发动机几万次脉冲点火工作以及长寿命使用等特殊要求。

【技术实现步骤摘要】
适用于空间装置的低温发动机
本专利技术涉及火箭发动机
，具体地，涉及一种适用于空间装置的低温发动机。
技术介绍
高性能、无毒的低温化学推进技术已经成为液体火箭发动机的主流发展方向，基于液氧/甲烷、液氧/液氢等低温推进剂组合的火箭发动机及其推进系统，因具有较高的综合性能(比冲性能、可重复使用性能、操作维护性和空间长期贮存等)，在运载火箭、空间飞行器、星表基地建设等领域存在广泛的应用前景。然而，不同于采用四氧化二氮/肼类燃料组合的常规发动机，液氧/甲烷等低温双组元非自燃推进剂组合的发动机需要专门的点火结构才能实现发动机的工作，因此点火技术成为液氧/甲烷发动机可靠工作的核心关键技术之一。尤其是空间应用的小推力低温姿态控制发动机，几万次脉冲点火工作以及长寿命使用等特殊需求对发动机的点火可靠性和热结构安全性等提出了更高的要求。专利文献CN108321678B公开了一种预燃室点火结构、系统及其工作方法，包括伸入预燃室内部的中心电极，在其端部配置接地电极，所述中心电极及接地电极之间形成位于预燃室内部的火花塞间隙，但该设计中电极容易被烧蚀，降低了本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种适用于空间装置的低温发动机，其特征在于，包括喷注器本体(1)、推力室(2)、火花塞(3)；/n所述喷注器本体(1)中设置有容纳空间，所述火花塞(3)安装在喷注器本体(1)的一侧且火花塞(3)上所具有的电极(15)延伸到容纳空间中；/n所述推力室(2)安装在喷注器本体(1)的另一侧且与容纳空间连通；/n所述喷注器本体(1)上设置有助燃剂流道(11)以及可燃剂流道(12)，所述助燃剂流道(11)、可燃剂流道(12)都与容纳空间连接。/n

【技术特征摘要】
1.一种适用于空间装置的低温发动机，其特征在于，包括喷注器本体(1)、推力室(2)、火花塞(3)；
所述喷注器本体(1)中设置有容纳空间，所述火花塞(3)安装在喷注器本体(1)的一侧且火花塞(3)上所具有的电极(15)延伸到容纳空间中；
所述推力室(2)安装在喷注器本体(1)的另一侧且与容纳空间连通；
所述喷注器本体(1)上设置有助燃剂流道(11)以及可燃剂流道(12)，所述助燃剂流道(11)、可燃剂流道(12)都与容纳空间连接。


2.根据权利要求1所述的适用于空间装置的低温发动机，其特征在于，还包括第一阀门(4)以及第二阀门(5)；
所述第一阀门(4)安装在助燃剂流道(11)上，所述第二阀门(5)安装在可燃剂流道(12)上。


3.根据权利要求1所述的适用于空间装置的低温发动机，其特征在于，所述助燃剂流道(11)通过自击式一次喷嘴(21)与容纳空间连接。


4.根据权利要求3所述的适用于空间装置的低温发动机，其特征在于，所述自击式一次喷嘴(21)包括多个第一喷孔，每两个第一喷孔组成一个自击对，所述自击对的数量为2～8个，所述第一喷孔的长径比为2～4，在自击对中的自击对撞击角为60～90°。


5.根据权利要求1所述的适用于空间装置的低温发动机，其特征在于，所述喷注器本体(1)的内壁上设置有内凸阴极(14)，所述内凸阴极(14)将所述容纳空间分割为雾化汽化室(16)以及燃烧室(25)，所述电极(15)沿延伸方向的一端...

【专利技术属性】
技术研发人员：程诚，周海清，田桂，熊靖宇，曾夜明，周国峰，许宏博，
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