一种液体火箭发动机的推力系统技术方案

本发明专利技术公开了一种液体火箭发动机的推力系统，包括塞芯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，通过控制扩径段的外径以及缩径段的内径得到作业工况下所要求的喷焰间隙，形成高温燃气喷出的有效喉部，塞芯上扩径段的型面与推力室主体上缩径段的型面构成气动塞式的喷射结构，在结构上替代了现有技术中推力室主体尾部的大尺寸扩口结构，因为长度更短的推力室主体结构减少了火箭级间的结构重量，在给定推力室主体的长度情况下，通过性能的提高而大幅增加火箭的有效载荷；而且不管发动机是在海平面、低空还是高空的工况下，推力室主体都不会因燃气欠膨胀而产生推力和比冲损失。生推力和比冲损失。生推力和比冲损失。

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机的推力系统


[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]液体火箭发动机中的推力和比冲是主要性能指标，尤其是对于真空型发动机，发动机的真空比冲直接决定了火箭的运载能力。增大推力室喷管的面积比是提高发动机真空比冲的最有效途径，但增大推力室喷管面积比会大幅增大发动机的长度，从而大幅提高火箭的干重；而且传统的液体火箭发动机推力室为了保证在海平面或低空情况下的可靠工作，往往限制了其喷管面积比的增大，且燃气气流在流出推力室喷管前通常是处于欠膨胀状态，这种欠膨胀会使发动机的推力和比冲减小。

技术实现思路

[0004]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推力系统，以解决现有技术中提高推力和比冲受到结构重量增加制约的问题。
[0005]本申请的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]一种液体火箭发动机的推力系统，包括塞芯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；
[0007]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，所述推力室主体内部具有燃烧腔、远离所述三底主体的一侧设有用于燃气喷出的开口，所述推力室主体中部具有缩径段，所述推力室主体上所述开口一端的内径大于所述缩径段的内径且小于另一端的内径；
[0008]所述塞芯穿设在所述燃烧腔内，所述塞芯上具有与所述缩径段形成喷焰间隙的扩径段，所述塞芯上所述扩径段处的外径大于所述扩径段两侧的外径，且所述扩径段与所述缩径段位于同一个平行于所述一底主体的截面上，所述塞芯在远离所述三底主体的一侧为平端面。
[0009]进一步地，所述塞芯远离所述扩径段的一端贯穿所述三底主体并与所述二底主体固定连接。
[0010]进一步地，所述塞芯与所述二底主体之间螺纹连接。
[0011]进一步地，所述塞芯的中心线与所述推力室主体的中心线重合。
[0012]进一步地，所述二底主体上设有多个围设在所述塞芯外侧的冷却槽，所述冷却槽连通所述第二空间与所述燃烧腔。
[0013]进一步地，所述塞芯内设有与所述第二空间相连通的冷却通道，所述冷却流道与
所述塞芯外壁之间不同位置的距离相同。
[0014]进一步地，所述塞芯上开设有多个排放孔，所述排放孔连通在所述冷却通道与所述燃烧室之间。
[0015]进一步地，所述二底主体上设有连通所述第一空间与所述燃烧腔的第一喷嘴，所述三底主体上设有连通所述第一空间与所述燃烧腔的第二喷嘴。
[0016]进一步地，所述第二喷嘴与所述第一喷嘴相间隔的套设在所述第一喷嘴上，且所述第一喷嘴与所述第二喷嘴同心设置。
[0017]进一步地，所述第一喷嘴与所述二底主体为一体化结构或焊接固定，所述第二喷嘴与所述三底主体之间为螺纹连接或焊接。
[0018]与现有技术相比，本申请的优点在于：
[0019]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，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，推力室主体的内部具有燃烧腔，推力室主体中部具有缩径段，推力室主体上开口一端的内径大于缩径段的内径且小于另一端的内径，塞芯穿设在燃烧腔内，塞芯上具有与缩径段形成喷焰间隙的扩径段，塞芯上扩径段处的外径大于扩径段两侧的外径，且扩径段与缩径段位于同一个平行于一底主体的截面上，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的燃烧腔内混合燃烧，并形成喷射火焰，根据液体火箭发动机中的推力和比冲的设计要求，通过控制扩径段的外径以及缩径段的内径得到作业工况下所要求的喷焰间隙，形成高温燃气喷出的有效喉部，塞芯上扩径段的型面与推力室主体上缩径段的型面构成气动塞式的喷射结构，在结构上替代了现有技术中推力室主体尾部的大尺寸扩口结构，不仅因为长度更短的推力室主体结构减少了火箭级间的结构重量，在给定推力室主体的长度情况下，通过性能的提高而大幅增加火箭的有效载荷；而且不管发动机是在海平面、低空还是高空的工况下，推力室主体都不会因燃气欠膨胀而产生推力和比冲损失，且燃气气流在流出塞芯后在塞芯平端面还可以额外产生部分推力。
附图说明
[0020]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。
[0021]图1为本申请实施例提供推力系统的剖视图；
[0022]图2为本申请实施例提供的附图1中A方向的侧视图；
[0023]图3为本申请实施例提供的附图1中B
‑
B方向的剖视图；
[0024]图中：11、塞芯；12、一底主体；13、二底主体；14、三底主体；15、推力室主体；21、第一空间；22、第二空间；23、燃烧腔；24、开口；25、缩径段；26、扩径段；31、冷却槽；32、冷却通道；33、排放孔；41、第一喷嘴；42、第二喷嘴。
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、图2所示，一种液体火箭发动机的推力系统，包括塞芯11以及依次固定连接的一底主体12、二底主体13、三底主体14和推力室主体15，根据液体火箭发动机的设计要求可以将一底主体12、二底主体13与三底主体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，提高复杂工况下工作时的可靠性，一底主体12、二底主体13与三底主体14也可以采用3D打印方式实现一体化结构。
[0027]所述一底主体12与所述二底主体13之间具有用于容置氧化剂的第一空间21，所述二底主体13与所述三底主体14之间具有用于容置燃料的第二空间22，所述推力室主体15内部具有燃烧腔23，推力室主体15远离三底主体14的一侧设有用于燃气喷出的开口24，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15的燃烧腔23内，并经过混合燃烧后的高温燃气从推力室主体15的开口24处喷出，进而产生所需推力，推力室主体15可以采用单壁结构，也可以通过在推力室主体15的侧壁内设置冷却流道提高冷却效果。
[0028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推力系统，其特征在于，包括塞芯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，所述推力室主体的内部具有燃烧腔，且远离所述三底主体的一端设有用于燃气喷出的开口，所述推力室主体中部具有缩径段，所述推力室主体上所述开口一端的内径大于所述缩径段的内径且小于另一端的内径；所述塞芯穿设在所述燃烧腔内，所述塞芯上具有与所述缩径段形成喷焰间隙的扩径段，所述塞芯上所述扩径段处的外径大于所述扩径段两侧的外径，且所述扩径段与所述缩径段位于同一个平行于所述一底主体的截面上，所述塞芯在远离所述三底主体的一侧为平端面。2.如权利要求1所述液体火箭发动机的推力系统，其特征在于：所述塞芯远离所述扩径段的一端贯穿所述三底主体并与所述二底主体固定连接。3.如权利要求2所述液体火箭发动机的推力系统，其特征在于：所述塞芯与所述二底主体之间螺纹连接。4.如权利要求2所述液体火箭发动机的推力系统，其特征在于：所述塞芯的中心线与所述推...

【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：