一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件制造技术

本发明专利技术公开了一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，包括微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统以及发动机数据监测系统，其中：推力室采用气氧

【技术实现步骤摘要】
一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件


[0001]本专利技术涉及液体火箭发动机
，具体来说，是指一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件。

技术介绍

[0002]该微型液体火箭发动机套件的核心装置是液体火箭发动机，其功能为将自身携带的液体推进剂的化学能在推力室中转化为热能再在喷管内将热能转化为高速喷出气体的动能进而产生反作用力。液体火箭发动机具有高性能、可重复使用、对环境污染小、推进剂成本低廉、工作时间长等优点；但液体火箭发动机系统与结构复杂、零件众多、加工精度要求较高、生产周期长，因此液体火箭发动机历来造价高昂，且始终无法进入航天模型领域。
[0003]目前于航天模型市场，可用于科教活动的产品均为固体火箭发动机，固体火箭发动机属于火工品，存在较多的安全隐患，存放及操作不当可能会导致火箭发动机自燃、密封失效、爆炸等事故。此类固体火箭发动机套件大多由黑火药作为推进剂，黑火药作为早已淘汰的一种固体推进剂，性能较低，推力、比冲、总冲均较为低下，已无法充分满足目前航天模型市场的需求。此类产品存在质量参差不齐、可靠性较低的问题。
[0004]目前，航天模型市场亟需一款较高性能、高可靠性、低成本的火箭发动机套件。因此如何设计一款微型液体火箭发动机套件，使其既能充分发挥液体火箭发动机较高性能的优势，又能有效解决液体火箭发动机系统复杂、造价高昂的缺陷，且填补该部分市场空白，是本
从业航空航天模型的技术人员亟待解决的技术问题。

技术实现思路

[0005]有鉴于此，本专利技术的目的在于克服现有技术的不足，提供一款可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，以填补现有航天模型市场的空白。
[0006]本专利技术解决该技术问题所采用的技术方案是：
[0007]一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，包括微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统以及发动机数据监测系统，其中：
[0008]所述微型液体火箭发动机推力室采用气氧
‑
乙醇推进剂。该推力室喷注器采用气
‑
液外混式直流喷嘴。该推力室冷却方式为烧蚀冷却。该推力室主要由壳体、内衬、喷管以及喷管背衬组成。所述推力室内衬、喷管以及喷管背衬为烧蚀材料，利用烧蚀材料的烧蚀过程吸收传入室壁的热量以达到推力室冷却的目的。该推力室喷管采用抗烧蚀、抗冲刷的材料，以保证发动机的喉部截面积保持在允许的范围以内，带法兰的金属外壳用以保证推力室身部与喷注器的可靠连接；
[0009]所述推进剂供应与控制系统采用挤压式系统。该系统由气瓶、贮箱、管路、阀门及连接件组成。该系统管路与连接件使用焊接方式连接。该系统为开环调节系统，通过在管路中安装汽蚀文氏管来实现推力和混合比的调节；
[0010]所述发动机数据监测系统采用涡轮流量计、压力变送器及压力应变片作为数据监
测传感器。所述涡轮流量计用于监测推进剂质量流量。所述压力变送器用于监测贮箱、推力室头腔及推力室压力。所述压力应变片用于监测推力室推力。该系统采用单片机采集及处理数据。
[0011]可选的，所述推力室喷注器使用气
‑
液同轴直流式喷嘴。
[0012]可选的，所述推力室喷注器使用气
‑
液同轴离心式喷嘴。
[0013]可选的，所述推力室金属外壳使用焊接式结构。
[0014]可选的，所述推力室可安装伺服系统实现推力矢量控制。
[0015]可选的，所述推进剂供应与控制系统管路与连接件使用法兰或螺纹连接。
[0016]可选的，所述推进剂供应与控制系统管路使用可调汽蚀文氏管。
[0017]可选的，所述推进剂供应与控制系统增加吹扫管路及其所需阀门，实现开机前液路吹扫、关机后液路吹扫、紧急关机等功能。
[0018]可选的，所述发动机数据监测系统使用单片机控制所述推进剂供应与控制系统中的阀门。
[0019]与现有技术相比，本专利技术提供的可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件具有的有益效果是：
[0020](1)本专利技术提供的微型液体火箭发动机套件推力室喷注器采用气
‑
液外混式直流喷嘴；所述喷注器喷注面板、喷注单元及集液腔均采用304不锈钢材料，喷注面板以氩弧焊拖焊方式与集液腔进行连接；所述喷注器仅有两个零部件组成，结构极为简单，加工简便。
[0021](2)本专利技术提供的微型液体火箭发动机套件推力室采用烧蚀冷却；所述烧蚀冷却相对于再生冷却及液膜冷却技术来说具有研制成本低、对喷注器要求低、材料易得且加工性能优良的优势。
[0022](3)本专利技术提供的微型液体火箭发动机套件推进剂供应与控制系统采用挤压式系统；所述推进剂供应与控制系统为开环调节系统；所述推进剂供应与控制系统较为简单，成本较低，仅需数个阀门即可实现气/液路的控制；所述推进剂供应与控制系统关机后通过泄压阀泄出贮箱内残留高压气体。
[0023](4)本专利技术提供的微型液体火箭发动机套件发动机数据监测系统可全面采集试车数据，同时可使用单片机控制所述推进剂供应与控制系统中的阀门，可实现发动机智能健康监测系统的功能，如监测到发动机室压或推进剂质量流量异常，阀门可立即作动完成紧急关机，最大程度上规避发动机事故的出现。
[0024](5)相对于现有产品，本专利技术既实现了产品的高性能及低生产成本，同时又规避了固体火箭发动机的安全隐患，满足了部分任务及项目需求，填补了航天模型市场的部分空白。
附图说明
[0025]为了更清楚地说明本专利技术实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本专利技术的一些实施例，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。
[0026]图1是微型液体火箭发动机套件推力室的剖视结构示意图；
[0027]图2是微型液体火箭发动机套件推力室喷注面板的俯视结构示意图；
[0028]图3是微型液体火箭发动机套件推力室喷注面板的仰视结构示意图；
[0029]图4是微型液体火箭发动机套件推进剂供应与控制系统的结构示意图；
[0030]图5是微型液体火箭发动机套件发动机数据监测系统的传感器安装位置示意图。
具体实施方式
[0031]为使本专利技术的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本专利技术的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全面的实施例，并不代表或限制本专利技术的权利保护范围，本专利技术保护范围以权利要求书为准。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本专利技术所保护的范围。
[0032]在本专利技术的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系均为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述之用，而不是指示或本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，具体是一种投入到航天模型市场的挤压循环烧蚀冷却的液体火箭发动机系统。该系统使用气氧
‑
乙醇为推进剂，推进剂安全、廉价且易得，不涉及火工品或爆炸物，其特征在于，包括：微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统以及发动机数据监测系统。2.如权利要求1所述的以气氧
‑
乙醇为推进剂、以烧蚀冷却为冷却方式的微型液体火箭发动机推力室，其特征在于，包括：推力室由壳体、喷注器、烧蚀层、喷管以及喷管背衬组成，喷注器为三股互击气
‑
液外混式直流喷嘴；所述推力室内衬、喷管以及喷管背衬为复合烧蚀材料，可选为酚醛夹布，利用烧蚀材料的烧蚀过程吸收传入室壁的热量；所述喷管使用碳/硅基体烧蚀材料，可选为多晶石墨。3.如权利要求1所述的推进剂供应与控制系统为...

【专利技术属性】
技术研发人员：王森浩，
申请(专利权)人：王森浩，
类型：发明
国别省市：