一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统技术方案

本发明专利技术公开了一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，包括依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体、推力室主体和调节栓，推力室主体中部具有收扩段，调节栓活动设于所述推力室主体内，并与收扩段之间形成喷焰间隙，调节栓上设有圆锥段，且调节栓可沿轴向移动，以改变喷焰间隙的大小，需要调整推力室喉部节流面积时，操作调节栓沿轴向移动，圆锥段相对于静止的收扩段靠近或者远离，由于圆锥段的锥面不同位置对应的半径不同，圆锥段与收扩段之间的喷焰间隙大小也随之发生改变，进而实现推力室喉部节流面积的调节操作，且结构简单，替代复杂且数量多的单个调节元件，提高火箭发动机的深度变推力调节精准性、可靠性。可靠性。可靠性。

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统


[0001]本申请涉及液体火箭发动机
，特别涉及一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统。

技术介绍

[0002]在这一部分中提供的信息是为了一般地呈现本公开的背景的目的。在本部分中描述的程度上，当前署名的专利技术人的工作以及在提交时可能不构成现有技术的描述的各方面，既不明示地也不暗示地被认为是本公开的现有技术。
[0003]液体火箭发动机的节流能力是液体火箭可回收的关键，随着可重复使用运载火箭技术的发展，火箭总体对发动机的深度节流能力要求越来越高，传统的发动机深度变推力通常是通常改变推力室推力室喉部的节流面积而实现。
[0004]而液体火箭发动机尤其是大推力发动机推力室喉部一般由数百对喷嘴组成，零件众多，要实现推力室喉部的节流面积调节比较困难，调节方式也存在结构复杂、调节难度大、调节精度低等缺点，使用极其不方便且可靠性较低，一直是深度变推力液体火箭发动机的瓶颈技术。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中存在的缺陷，本申请提供一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，以解决现有技术中推力室喉部节流面积的调节机构复杂的问题。
[0006]本申请的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0007]一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，包括调节栓以及依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体和推力室主体；
[0008]所述一底主体与所述二底主体之间具有用于容置氧化剂的第一空间，所述二底主体与所述三底主体之间具有用于容置燃料的第二空间，所述推力室主体中部具有收扩段；
[0009]所述调节栓活动设于所述推力室主体内，并与所述收扩段之间形成喷焰间隙，所述调节栓上设有圆锥段，且所述调节栓可沿轴向移动，以改变所述喷焰间隙的大小。
[0010]进一步地，所述一底主体远离所述二底主体的一侧设有调节机构，所述调节栓依次贯穿所述一底主体、所述二底主体和所述三底主体与所述调节机构的输出端连接。
[0011]进一步地，所述调节机构采用直线驱动器。
[0012]进一步地，所述调节机构通过螺纹连接件固定在所述一底主体上。
[0013]进一步地，所述调节机构与所述调节栓之间通过扩口销连接。
[0014]进一步地，所述二底主体上设有与所述第一空间连通的第一喷嘴，所述三底主体上设有与所述第二空间连通的第二喷嘴，且所述第一喷嘴与所述二底主体为一体结构或焊接固定，所述第二喷嘴与所述三底主体之间为螺纹连接或焊接。
[0015]进一步地，所述二底主体上设有多个围设在所述调节栓外侧的冷却槽，所述冷却槽连通所述第二空间与所述推力室主体。
[0016]进一步地，所述调节栓内轴向设有与所述第二空间相连通的冷却通道，且所述圆锥段上开设有与所述冷却通道连通的排放孔。
[0017]进一步地，所述二底主体与所述调节栓之间设有蓄能圈，所述蓄能圈套设在所述调节栓上。
[0018]进一步地，所述一底主体上通过螺纹连接件设置有可拆卸的压盖，所述压盖抵持在所述蓄能圈一侧。
[0019]与现有技术相比，本申请的优点在于：
[0020]本申请通过设置依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体、推力室主体和调节栓，一底主体与二底主体之间具有用于容置氧化剂的第一空间，二底主体与三底主体之间具有用于容置燃料的第二空间，推力室主体中部具有收扩段，调节栓活动设于所述推力室主体内，并与收扩段之间形成喷焰间隙，调节栓上设有圆锥段，且调节栓可沿轴向移动，以改变喷焰间隙的大小，实际作业过程中，第一空间内的氧化剂与第二空间内的燃料进入推力室主体内混合燃烧，并形成喷射火焰，根据工况要求，需要调整推力室喉部节流面积时，操作调节栓沿轴向移动，圆锥段相对于静止的收扩段靠近或者远离，由于圆锥段的锥面不同位置对应的半径不同，圆锥段与收扩段之间的喷焰间隙大小也随之发生改变，进而实现推力室喉部节流面积的调节操作，且结构简单，替代复杂且数量多的单个调节元件，提高火箭发动机的深度变推力调节精准性、可靠性。
附图说明
[0021]为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0022]图1为本申请实施例提供的可调喉部推力系统剖视图；
[0023]图2为本申请实施例提供的可调喉部推力系统的侧视图；
[0024]图中：11、一底主体；12、二底主体；13、三底主体；14、推力室主体；15、调节栓；21、第一空间；22、第二空间；23、收扩段；24、喷焰间隙；25、圆锥段；3、调节机构；31、扩口销；41、第一喷嘴；42、第二喷嘴；51、冷却槽；52、冷却通道；53、排放孔；61、蓄能圈；62、压盖。
具体实施方式
[0025]下面结合附图及具体实施例对本专利技术作进一步阐述。在此需要说明的是，对于这些实施例方式的说明用于帮助理解本专利技术，但并不构成对本专利技术的限定。本文公开的特定结构和功能细节仅用于描述本专利技术的示例实施例。然而，可用很多备选的形式来体现本专利技术，并且不应当理解为本专利技术限制在本文阐述的实施例中。
[0026]如图1所示，一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，包括调节栓15以及依次固定连接的一底主体11、二底主体12、三底主体13和推5力室主体14，根据液体火箭发动机的设计要求可以将一底主体11、二底主体12、三底主体13与推力室主体14进行依次焊接固定，或者采用多个固定连接件进行分别固定连接，以保持相对位置关系稳定。
[0027]所述一底主体11与所述二底主体12之间具有用于容置氧化剂的第一空间21，所述
二底主体12与所述三底主体13之间具有用于容置燃料0的第二空间22，所述推力室主体14中部具有收扩段23，第一空间21内的氧化剂与第二空间22内的燃料进入推力室主体14内，并经过混合燃烧后的高温燃气从推力室主体14远离三底主体13的一侧喷出，进而进行所需推力。
[0028]推力室主体14的中部具有收扩段23，为了便于实施例说明，将平行5于三底主体13的平面方向作为截面方向，位于收扩段23处的截面面积小于位于收扩段23两侧的截面面积，也就是，推力室主体14一侧的内径到收扩段23处的内径呈缩小趋势，收扩段23处的内径到推力室主体14另一侧的内径呈增大趋势，为了进一步提高高温燃气喷出产生的推力效
[0029]果，可以将该收扩段23设置为弧形收扩段23，且推力室主体14的内径0呈均匀变化幅度。
[0030]如图1所示，所述调节栓15活动设于所述推力室主体14内，并与所述收扩段23之间形成喷焰间隙24，所述调节栓15上设有圆锥段25，且所述调节栓15可沿轴向移动，以改变所述喷焰间隙24的大小，收扩
[0031]段23的内径在图中以D1表示，圆锥段25中处于收扩段23处的外径在5图中本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机的可调喉部推力系统，其特征在于，包括调节栓以及依次固定连接的一底主体、二底主体、三底主体和推力室主体；所述一底主体与所述二底主体之间具有用于容置氧化剂的第一空间，所述二底主体与所述三底主体之间具有用于容置燃料的第二空间，所述推力室主体中部具有收扩段；所述调节栓活动设于所述推力室主体内，并与所述收扩段之间形成喷焰间隙，所述调节栓上设有圆锥段，且所述调节栓可沿轴向移动，以改变所述喷焰间隙的大小。2.如权利要求1所述液体火箭发动机的可调喉部推力系统，其特征在于：所述一底主体远离所述二底主体的一侧设有调节机构，所述调节栓依次贯穿所述一底主体、所述二底主体和所述三底主体与所述调节机构的输出端连接。3.如权利要求2所述液体火箭发动机的可调喉部推力系统，其特征在于：所述调节机构采用直线驱动器。4.如权利要求2所述液体火箭发动机的可调喉部推力系统，其特征在于：所述调节机构通过螺纹连接件固定在所述一底主体上。5.如权利要求2所述液体火箭发动机的可调喉部推力系统，其特征在于：所述调节机构与所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：姬威信，邵艳，彭彦召，刘鑫鹏，孙晓伟，刘岳，
申请(专利权)人：航天科工火箭技术有限公司，
类型：发明
国别省市：