一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法技术

本发明专利技术公开了一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法，发动机具有燃烧室容腔调节功能,发动机主要由轴承、调节螺杆、控制电机模块、喷注器壳体、燃烧室、开度调节套筒和针栓等组成，其中喷注器壳体与燃烧室配合形成可滑动密封活塞式结构。本发明专利技术利用调节螺杆、喷注器壳体、燃烧室、开度调节套筒和针栓之间不同螺纹副的导程差异，在实现变推力流量调节控制的基础上，同步实现对发动机燃烧室容腔的匹配性调节，有效降低燃烧室热防护难度，提高变推力发动机热管理能力。提高变推力发动机热管理能力。提高变推力发动机热管理能力。

【技术实现步骤摘要】
一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法


[0001]本专利技术属于航空航天发动机
，具体是一种具有燃烧室容腔调节功能的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法。

技术介绍

[0002]在变推力液体火箭发动机设计中，保证不同工况下发动机的高燃烧效率及其相应工况下可靠工作是变推力技术攻关的重点和难点。
[0003]受固定结构的影响，变推力发动机在低推力工况条件下可用于冷却的推进剂流量少，燃烧室热防护难度非常高，甚至某些时候为降低热防护难度而牺牲发动机燃烧效率。

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燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法，可以根据发动机工况的变化同步调整燃烧室容腔，降低燃烧室热防护难度。
[0005]为了实现上述目的，本专利技术采用以下技术方案：
[0006]一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机，包括，
[0007]燃烧室，所述燃烧室为拉瓦尔喷管结构，包括圆柱段、收敛段、喉部及扩张段；
[0008]喷注器壳体，所述喷注器壳体置于燃烧室的圆柱段内，喷注器壳体的外表面有一条环形槽，环形槽与圆柱段内壁之间形成了集液腔，集液腔上方以及下方且位于喷注器壳体与燃烧室圆柱段内壁之间设置有径向密封结构，喷注器壳体上还开设有与集液腔连通的燃料进口和燃料出口，以及贯穿喷注器壳体上、下端面的第一通孔，通孔内壁上设置有第一内螺纹，喷注器壳体下端面还设置有与第一通孔同轴的燃料喷口，燃料喷口内包含第一内锥面；
[0009]调节螺杆，所述调节螺杆上开设有贯穿调节螺杆轴向上、下端面的第二通孔，第二通孔的内壁上设置有第二内螺纹和第三内螺纹，调节螺杆的外表面设置有第一外螺纹，且调节螺杆的下端通过第一外螺纹与喷注器壳体的第一内螺纹连接形成第一螺纹副，调节螺杆的上端延伸至喷注器壳体上端外侧，并通过轴承与轴承座形成无轴向位移的转动副；
[0010]开度调节套筒，所述开度调节套筒上开设有贯穿开度调节套筒轴向上、下端面的第三通孔，开度调节套筒的外表面设置有第二外螺纹，开度调节套筒的上端插接在调节螺杆的第二通孔中并通过第二外螺纹与调节螺杆的第二内螺纹形成第二螺纹副，开度调节套筒的下端经喷注器壳体的第一通孔延伸至喷注器壳体下端外侧，开度调节套筒的外表面包含第一外锥面，第一外锥面的锥角等于第一内锥面的锥角；
[0011]针栓，所述针栓的上端外表面设置有第三外螺纹，针栓的下端设置有一圈垂直于针栓轴线的环形平面，针栓同时插接在调节螺杆的第二通孔以及开度调节套筒的第三通孔中，且针栓的上端通过第三外螺纹与调节螺杆的第三内螺纹形成第三螺纹副，针栓的下端
环形平面位于开度调节套筒的第三通孔下端外侧；
[0012]第一周向限制结构，所述第一周向限制结构位于第一通孔内壁与开度调节套筒外表面之间，防止喷注器壳体与开度调节套筒之间产生相对旋转运动；
[0013]第二周向限制结构，所述第二周向限制结构位于第三通孔内壁与针栓外表面之间，防止开度调节套筒与针栓之间产生相对旋转运动；
[0014]燃料喷嘴通道，所述开度调节套筒外表面与喷注器壳体的燃料喷口内壁之间有间隙，且该间隙形成了燃料喷嘴通道，且燃料喷嘴通道与燃料出口连通；
[0015]氧化剂喷嘴通道，所述针栓的外表面与开度调节套筒的第三通孔内壁之间有间隙，且该间隙形成了氧化剂喷嘴通道，氧化剂喷嘴通道与第一通孔连通；驱动装置，所述驱动装置与调节螺杆连接并驱动调节螺杆旋转；
[0016]所述第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副、转动副和燃烧室的圆柱段同轴布置，第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副的旋向均一致，第二螺纹副的螺纹导程大于第一螺纹副的螺纹导程和第三螺纹副的螺纹导程。
[0017]进一步，所述燃烧室还包括位于燃烧室外表面的法兰结构。
[0018]进一步，所述喷注器壳体与燃烧室圆柱段内壁之间的径向密封结构为环形的密封垫，集液腔上方和下方分别至少设置有一圈环形的密封垫。
[0019]作为一种选择，所述第一周向限制结构包括，
[0020]销钉；
[0021]第一销钉孔，所述第一销钉孔开设在第一通孔内壁上；
[0022]第一销钉轴向槽，所述第一销钉轴向槽开设在开度调节套筒外表面，第一销钉轴向槽的宽度等于销钉的外径，第一销钉轴向槽的轴向长度大于销钉的外径；
[0023]所述销钉的一端插接在第一销钉孔中，另一端置于第一销钉轴向槽中。
[0024]作为一种选择，所述第二周向限制结构包括，
[0025]销钉；
[0026]第二销钉孔，所述第一销钉孔开设在第三通孔内壁上；
[0027]第二销钉轴向槽，所述第二销钉轴向槽开设在针栓外表面，第二销钉轴向槽的宽度等于销钉的外径，第二销钉轴向槽的轴向长度大于销钉的外径；
[0028]所述销钉的一端插接在第二销钉孔中，另一端置于第二销钉轴向槽中。
[0029]进一步，所述驱动装置为控制电机模块，控制电机模块位于喷注器壳体上方，且控制电机模块固定在喷注器壳体上端的非喷注器壳体结构上，控制电机模块与调节螺杆形成螺纹副。
[0030]进一步，所述调节螺杆的第二通孔为变截面孔，第二内螺纹和第三内螺纹分布在不同内径的截面内壁上，且在第三内螺纹外侧开设有氧化剂流道。
[0031]进一步，所述开度调节套筒的第三通孔为变截面孔，第三通孔内壁包含一个内锥形面；
[0032]所述针栓为变截面实心杆件。
[0033]一种采用前述燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机的燃烧容腔调节方法，包括，
[0034]驱动装置驱动调节螺杆顺时针或逆时针旋转，使得喷注器壳体、开度调节套筒和
针栓在燃烧室内做相同方向的直线运动，从而同步扩大或缩小燃料喷嘴通道和氧化剂喷嘴通道的有效流通截面大小。
[0035]进一步，通过控制开度调节套筒做直线运动的行程L来参数化调节燃烧容腔，其中：
[0036]所述燃料喷嘴通道的有效流通截面正比于喷注器壳体上第一内锥面与开度调节套筒上第一外锥面之间的燃料喷嘴流量控制间距h2，且h2满足下述关系：
[0037][0038]其中，θ为第一外锥面或第一内锥面对应的圆锥顶角的一半，P1为第二螺纹副的螺纹导程，P2为第一螺纹副的螺纹导程；
[0039]所述氧化剂喷嘴通道的有效流通截面正比于开度调节套筒上第三通孔下端面到针栓下端环形平面之间的氧化剂喷嘴流量控制间距h1，且h1满足下述关系：
[0040][0041]其中，P1为第二螺纹副的螺纹导程，P3为第三螺纹副的螺纹导程；
[0042]所述燃烧室中燃烧容腔变化量ΔV满足以下关系：
[0043][0044]其中，D为燃烧室圆柱段的内径，P1为第二螺纹副的螺纹导程，P2为第一螺纹副的螺纹导程。
[0045]与现有技术相比，本专利技术具有以下优势：
[0046](1)液体火箭发动机在不同工况下能够实现燃烧效率和可本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机，其特征在于：包括，燃烧室(5)，所述燃烧室(5)为拉瓦尔喷管结构，包括圆柱段、收敛段、喉部及扩张段；喷注器壳体(4)，所述喷注器壳体(4)置于燃烧室(5)的圆柱段内，喷注器壳体(4)的外表面有一条环形槽，环形槽与圆柱段内壁之间形成了集液腔，集液腔上方以及下方且位于喷注器壳体(4)与燃烧室(5)圆柱段内壁之间设置有径向密封结构，喷注器壳体(4)上还开设有与集液腔连通的燃料进口(12)和燃料出口，以及贯穿喷注器壳体(4)上、下端面的第一通孔，通孔内壁上设置有第一内螺纹，喷注器壳体(4)下端面还设置有与第一通孔同轴的燃料喷口，燃料喷口内包含第一内锥面；调节螺杆(2)，所述调节螺杆(2)上开设有贯穿调节螺杆(2)轴向上、下端面的第二通孔，第二通孔的内壁上设置有第二内螺纹和第三内螺纹，调节螺杆(2)的外表面设置有第一外螺纹，且调节螺杆(2)的下端通过第一外螺纹与喷注器壳体(4)的第一内螺纹连接形成第一螺纹副，调节螺杆(2)的上端延伸至喷注器壳体(4)上端外侧，并通过轴承(1)与轴承座形成无轴向位移的转动副；开度调节套筒(6)，所述开度调节套筒(6)上开设有贯穿开度调节套筒(6)轴向上、下端面的第三通孔，开度调节套筒(6)的外表面设置有第二外螺纹，开度调节套筒(6)的上端插接在调节螺杆(2)的第二通孔中并通过第二外螺纹与调节螺杆(2)的第二内螺纹形成第二螺纹副，开度调节套筒(6)的下端经喷注器壳体(4)的第一通孔延伸至喷注器壳体(4)下端外侧，开度调节套筒(6)的外表面包含第一外锥面，第一外锥面的锥角等于第一内锥面的锥角；针栓(7)，所述针栓(7)的上端外表面设置有第三外螺纹，针栓(7)的下端设置有一圈垂直于针栓(7)轴线的环形平面，针栓(7)同时插接在调节螺杆(2)的第二通孔以及开度调节套筒(6)的第三通孔中，且针栓(7)的上端通过第三外螺纹与调节螺杆(2)的第三内螺纹形成第三螺纹副，针栓(7)的下端环形平面位于开度调节套筒(6)的第三通孔下端外侧；第一周向限制结构，所述第一周向限制结构位于第一通孔内壁与开度调节套筒(6)外表面之间，防止喷注器壳体(4)与开度调节套筒(6)之间产生相对旋转运动；第二周向限制结构，所述第二周向限制结构位于第三通孔内壁与针栓(7)外表面之间，防止开度调节套筒(6)与针栓(7)之间产生相对旋转运动；燃料喷嘴通道(13)，所述开度调节套筒(6)外表面与喷注器壳体(4)的燃料喷口内壁之间有间隙，且该间隙形成了燃料喷嘴通道(13)，且燃料喷嘴通道(13)与燃料出口连通；氧化剂喷嘴通道(14)，所述针栓(7)的外表面与开度调节套筒(6)的第三通孔内壁之间有间隙，且该间隙形成了氧化剂喷嘴通道(14)，氧化剂喷嘴通道(14)与第一通孔连通；驱动装置，所述驱动装置与调节螺杆(2)连接并驱动调节螺杆(2)旋转；所述第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副、转动副和燃烧室(5)的圆柱段同轴布置，第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副的旋向均一致，第二螺纹副的螺纹导程大于第一螺纹副的螺纹导程和第三螺纹副的螺纹导程。2.根据权利要求1所述的一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机，其特征在于：所述燃烧室(5)还包括位于燃烧室(5)外表面的法兰结构。3.根据权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：谢彪，蹇怡，丁洋，伍家威，韦春花，陈宗，
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：