【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及航天器推进系统，特别地，涉及一种小推力快响应的姿控液体火箭发动机领域，尤其地，涉及一种微小型快响应双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，具体地，涉及一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构。
技术介绍
1、微纳卫星需要精确的姿态控制和轨道保持，姿态控制精度要求高，这就要求姿控推力器的推力要小、冲量要小、响应要快，这对小冲量、快响应微小推力双组元推力器提出了迫切需求。
2、为了减小发动机的脉冲冲量，必须加快发动机的响应时间，即必须加快核心部件喷注器的响应特性。快响应喷注器不仅要求点火延迟时间尽可能短，而且推进剂充填时间也必须尽可能短。对喷注器进行优化设计，以缩短点火延迟时间。同时，喷注器的结构要尽量紧凑，以尽可能的减小流道容腔，缩短推进剂充填时间。快响应喷注器是微小推力双元发动机的核心部件，不仅决定了发动机的燃烧组织过程，同时也是实现发动机小冲量、快响应可靠工作的关键之一。纵观国内外技术现状，微小型火箭发动机喷注器形式有很多种，但普遍具有以下不足：
3、1)喷注器设计欠佳，导致点火延迟过长；喷注器结构不够紧凑，喷注器内流道容积影响发动机响应性能；
4、2)喷注器结构复杂，需要多种零件多种工序加工，导致发动机成本高、重量大；喷注器内部通常使用焊接等密封工艺，而焊缝长期在高压下可能形成泄漏点，导致发动机报废。
技术实现思路
1、针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构及发动机。>
2、根据本专利技术提供的一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，喷注器结构为一体化加工成型结构，包括主体结构、第一推进剂入口、第二推进剂入口、第一电磁阀对接口、直流互击喷嘴组、旋流冷却喷嘴组、第一推进剂流道、第二推进剂流道以及第二电磁阀对接口；
3、直流互击喷嘴组包括第一直流互击喷嘴与第二直流互击喷嘴旋流冷却喷嘴组包括第一旋流冷却喷嘴与第二旋流冷却喷嘴；
4、所述主体结构为锥台结构，主体结构的两侧面开设有分别开设有第一推进剂入口与第二推进剂入口，第一推进剂入口与第二推进剂入口对称布置；主体结构的另外两侧面分别开设有第一电磁阀对接口与第二电磁阀对接口，第一电磁阀对接口与第二电磁阀对接口对称布置；所述第一电磁阀对接口与第二电磁阀对接口分别用于容纳第一电磁阀，第二电磁阀；
5、所述第一推进剂流道、第二推进剂流道均开设于所述主体结构内部，且第一推进剂流道与第二推进剂流道相互隔离；
6、所述第一推进剂流道的一端与第二推进剂入口相连通，第一推进剂流道的另一端设置有2个出口分别为第一直流互击喷嘴与第一旋流冷却喷嘴，所述第一电磁阀用于控制第一推进剂流道中流体的流通与切断；
7、所述第二推进剂流道的一端与第一推进剂入口相连通，第二推进剂流道的另一端设置有2个出口分别为第二直流互击喷嘴与第二旋流冷却喷嘴，所述第二电磁阀用于控制第二推进剂流道中流体的流通与切断；
8、所述第一直流互击喷嘴出口方向的延长线与第二直流互击喷嘴出口方向的延长线相交；
9、所述第一旋流冷却喷嘴的出口方向与第二旋流冷却喷嘴出口方向相反，以实现旋流冷却喷嘴组喷出液体的旋流。
10、优选的，所述第一推进剂入口与第二推进剂入口与外部总装管路均采用双密封螺纹连接结构。
11、优选的，所述喷注器结构还包括对外固定结构，所述外固定结构安装在所述主体结构上，用于将喷注器结构与外部系统机架进行连接。
12、优选的，所述对外固定结构为所述喷注器底端的4个的固定孔，4个的固定孔呈矩形对称分布。
13、优选的，还包括螺纹孔，所述螺纹孔开设在所述主体结构上，第一电磁阀通过3个螺纹孔紧固在所述喷注器上，3个螺纹孔呈均匀对称分布。
14、优选的，第二电磁阀也通过3个螺纹孔紧固在所述喷注器上。
15、根据本专利技术提供的一种发动机，采用所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构。
16、与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：
17、1、本专利技术喷注器采用一体式加工，与现有技术同类型分体式加工喷注器相比，本专利技术减少了头部流道容腔，有利于缩短充填时间，加快了发动机的响应时间。
18、2、本专利技术喷注器采用了直流互击式与旋流冷却的复合式快响应喷注方式，与原同类型发动机相比，该方案优点具有响应快、冷却效果好、燃烧效率高的优点。
19、3、本专利技术采用一体成型制成，并且喷注器采用了氧化剂流道与燃料流道(即第一推进剂流道与第二推进剂流道)直接隔离的流道设计方案，与原同类型发动机相比，取消了零件与零件之间的焊缝，极大提升了发动机工作的可靠性。
本文档来自技高网...【技术保护点】
1.一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，喷注器结构为一体化加工成型结构，包括主体结构(10)、第一推进剂入口(1)、第二推进剂入口(3)、第一电磁阀对接口(5)、直流互击喷嘴组(6)、旋流冷却喷嘴组(7)、第一推进剂流道(8)、第二推进剂流道(9)以及第二电磁阀对接口(11)；
2.根据权利要求1所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，所述第一推进剂入口(1)与第二推进剂入口(3)与外部总装管路均采用双密封螺纹连接结构。
3.根据权利要求1所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，所述喷注器结构还包括对外固定结构，所述外固定结构安装在所述主体结构(10)上，用于将喷注器结构与外部系统机架进行连接。
4.根据权利要求3所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，所述对外固定结构为所述喷注器底端的4个的固定孔，4个的固定孔呈矩形对称分布。
5.根据权利要求1所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，还包括螺纹孔(2)，所述螺纹孔(2)开设在所述
6.根据权利要求1所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，第二电磁阀也通过3个螺纹孔(2)紧固在所述喷注器上。
7.一种发动机，其特征在于，采用权利要求1-6任一项所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构。。
...【技术特征摘要】
1.一种双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，喷注器结构为一体化加工成型结构，包括主体结构(10)、第一推进剂入口(1)、第二推进剂入口(3)、第一电磁阀对接口(5)、直流互击喷嘴组(6)、旋流冷却喷嘴组(7)、第一推进剂流道(8)、第二推进剂流道(9)以及第二电磁阀对接口(11)；
2.根据权利要求1所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，所述第一推进剂入口(1)与第二推进剂入口(3)与外部总装管路均采用双密封螺纹连接结构。
3.根据权利要求1所述的双组元姿控液体火箭发动机一体化喷注器结构，其特征在于，所述喷注器结构还包括对外固定结构，所述外固定结构安装在所述主体结构(10)上，用于将喷注器结构与外部系统机...
【专利技术属性】
技术研发人员：邬二龙，陈师，苏航，陈明亮，吴凌峰，陈泓宇，叶奕翔，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：
还没有人留言评论。发表了对其他浏览者有用的留言会获得科技券。