CN104791133B - 一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置,由壳体、孔盘座、孔盘、隔热孔盘、活塞套、弹性元件和防回火活塞等构成，其中壳体内壁先收缩后扩张，在防回火活塞未受力时，扩张部分的锥面与防回火活塞的锥面的锥角相等，通过弹性元件的弹力使得两锥面相接触；发动机需要工作时，推进剂储箱中的膏体推进剂受到挤压，膏体推进剂推动防回火活塞与壳体的接触面分离，在发动机停止工作时，推进剂储箱内的压力减小，由于弹性元件弹力的作用，防回火活塞与壳体之间的通道关闭，从而实现了膏体火箭发动机的自动防回火，保证了发动机的安全可靠。

Description

一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置

技术领域

本发明属于火箭发动机领域，具体涉及一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置。

背景技术

膏体推进剂是一种新型的非固非液推进剂，是化学火箭推进领域的一类特殊推进剂,它是用少量的凝胶剂(或增稠剂、稳定剂)将大量的氧化剂、燃料或者它们的混合物均匀搅拌混合形成具有一定结构和特定性能,并且具有一定储存期的“牙膏”状悬浮体推进剂,属非牛顿流体,具有液体和固体推进剂的最佳综合特性。它储存时就像固体推进剂,加压后产生流动性又像液体推进剂,但不漏,不爆炸,更安全可靠。膏体火箭发动机可以多次开关机和重新启动,比固体发动机更容易控制，可以实现广泛的推力调节。因此可以应用于导弹及卫星上作为姿态调整控制的发动机。

要实现膏体火箭发动机的推力调节，就必须控制推进剂的流量，甚至于熄火与重新启动。而在熄火时，必须防止火焰向推进剂储箱内传播，以防止推进剂储箱爆炸的危险。因此，防回火装置是膏体火箭发动机上必要的安全装置。

根据目前已公开的文献和专利，防回火设计或装置有两种，一种是利用膏体推进剂的防回火半径设计推进剂输送管道，当管道半径小于防回火半径时，热量不足以支持火焰的继续传播，从而达到防回火的目的。其优点是不需要设计任何特殊的装置就能实现防回火；而缺点也很明显，因为防回火半径一般都非常小，通常只有几毫米，输送会有大量的能量消耗，而且也不能实现大范围的流量调节。另一种是李越森在《脉冲式膏体推进剂应用特性初步研究》中所提出的利用一个锥形阀的防回火装置，发动机停止工作时，关闭锥形阀，即可防止火焰继续传播；其缺点在于无法实现自动控制。

发明内容

本发明的目的在于提供一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置，防止膏体火箭发动机在停止工作时火焰向推进剂储箱传播，提高了膏体火箭发动机的安全性。

实现本发明目的的技术解决方案为：一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置，包括壳体、孔盘座、孔盘、隔热孔盘、活塞套、弹性元件和防回火活塞；壳体内壁的形状为先收缩后扩张，壳体内壁扩张的一端与孔盘座固连形成防回火装置的外壳体，壳体扩张端的内壁设有台阶面；孔盘固定在孔盘座的内壁上，隔热孔盘设置在孔盘座内壁，且隔热孔盘一端与孔盘固连，另一端卡在壳体扩张端的台阶面上；活塞套穿过孔盘和隔热孔盘的中心，与孔盘内壁固连；防回火活塞顶面为锥面，弹性元件一端与防回火活塞底部连接，另一端设置在活塞套内，防回火活塞沿活塞套运动；当防回火活塞未受力时，防回火活塞的顶部锥面与壳体扩张段的起始位置接触。

上述孔盘为环形，环形面上均匀分布N个通孔，N≥1；隔热孔盘为环形，环形面上均匀分布P个通孔，P=N，隔热孔盘的通孔与孔盘的通孔相通。

上述防回火活塞底部为空心，弹性元件一端伸入防回火活塞底部。

本发明与现有技术相比，其显著优点：（1）本发明结构紧凑，零部件都可以通过简单的机加工得到，布置合理，占用空间小，便于安装。

（2）本发明安全可靠，发动机停止工作时，弹性元件的弹力可以迅速自动的将壳体与防回火活塞之间的通道关闭，实现自动防回火。

（3）本发明推进剂流量调节范围广，壳体与防回火活塞之间的通道可以随推进剂的压力大小改变。

附图说明

图1为本发明的应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置整体结构示意图。

图2为本发明的应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置外部形状示意图。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步详细描述。

结合图1和图2，一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置，包括壳体1、孔盘座5、孔盘6、隔热孔盘8、活塞套9、弹性元件10和防回火活塞2；壳体1内壁的形状为先收缩后扩张，壳体1内壁扩张的一端与孔盘座5固连形成防回火装置的外壳体，壳体1扩张端的内壁设有台阶面；孔盘6固定在孔盘座5的内壁上，隔热孔盘8设置在孔盘座5内壁，且隔热孔盘8一端与孔盘6固连，另一端卡在壳体1扩张端的台阶面上；孔盘6远离壳体1扩张端的台阶面，活塞套9穿过孔盘6和隔热孔盘8的中心，与孔盘6内壁固连；防回火活塞2顶面为锥面，弹性元件10一端与防回火活塞2底部连接，另一端设置在活塞套9内，防回火活塞2沿活塞套9运动；当防回火活塞2未受力时，防回火活塞2的顶部锥面与壳体1扩张段的起始位置接触，起着阻隔推进剂进入壳体1的扩张部分的作用。

上述孔盘6为环形，环形面上均匀分布N个通孔，N≥1；隔热孔盘8为环形，环形面上均匀分布P个通孔，P=N，隔热孔盘8的通孔与孔盘6的通孔相通。

上述防回火活塞2底部为空心，弹性元件10一端伸入防回火活塞2底部。

实施例1

一种应用于膏体推进剂火箭发动机的防回火装置，包括壳体1、孔盘座5、孔盘6、隔热孔盘8、活塞套9、弹性元件10和防回火活塞2。

壳体1内壁的形状为先收缩后扩张（一端收缩另一端扩张），壳体1内壁扩张端端面与孔盘座5通过螺栓固连形成防回火装置的外壳体，壳体1与孔盘座5的连接面设有垫片4，保证两者之间良好的密封性。壳体1扩张端的内壁设有一个台阶面。壳体1内壁收缩的一端连接推进剂储箱。孔盘座5另一端与燃烧室壳体连接。

孔盘6为环形，环形面上均匀分布45个通孔。隔热孔盘8为环形，环形面上均匀分布45个通孔，隔热孔盘8的通孔与孔盘6的通孔相通。

孔盘6通过螺纹固连在孔盘座5内壁上，隔热孔盘8设置在孔盘座5内壁，且隔热孔盘8一端通过销钉与孔盘6固定，另一端卡在壳体1扩张端的台阶面上。活塞套9穿过孔盘6和隔热孔盘8的中心，通过螺纹与孔盘6内壁固连。

防回火活塞2顶面为锥面，底部空心，弹性元件10一端伸入防回火活塞2底部，另一端设置在活塞套9内，使得防回火活塞2沿活塞套9运动。

防回火活塞2的尾部设有密封圈11，使得防回火活塞2沿活塞套9运动时，保证防回火活塞2与活塞套9的密封性。弹性元件10采用弹簧。

当防回火活塞2未受力时，防回火活塞2的顶部锥面与壳体1扩张段的起始位置接触，以达到密封效果。

其工作原理为：在发动机需要工作时，推进剂储箱中的膏体推进剂受到挤压，膏体推进剂推动防回火活塞2与壳体1的接触面分离，使弹性元件10压缩，膏体推进剂从防回火活塞2与壳体1之间的缝隙流过，进入壳体1的扩张部分，再依次经过隔热孔盘8和孔盘6上的若干通孔进入燃烧室，此时点火装置启动将膏体推进剂点燃，产生燃气，燃气经拉瓦尔喷管加速喷出，产生推力，发动机工作。

在发动机停止工作时，推进剂储箱内的压力减小，由于弹性元件10弹力的作用，防回火活塞2与壳体1之间的通道关闭，隔断推进剂储箱与燃烧室连通，有效地防止火焰向推进剂储箱传播，保证了膏体火箭发动机的安全。

隔热孔盘8能有效阻止燃烧室内高温通过热传导的方式向孔盘上游的膏体推进剂传递；同时，孔盘上一定长度的多孔通道，能够使孔内的火焰随着传播的过程而逐渐散热，直至熄火，从而起到防回火的作用。

Claims (2)

1.一种应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置，其特征在于：包括壳体（1）、孔盘座（5）、孔盘（6）、隔热孔盘（8）、活塞套（9）、弹性元件（10）和防回火活塞（2）；壳体（1）内壁的形状为先收缩后扩张，壳体（1）内壁扩张端与孔盘座（5）固连形成防回火装置的外壳体，壳体（1）扩张端的内壁设有台阶面；孔盘（6）固定在孔盘座（5）的内壁上，隔热孔盘（8）设置在孔盘座（5）内壁，且隔热孔盘（8）一端与孔盘（6）固连，隔热孔盘（8）另一端卡在壳体（1）扩张端的台阶面上；活塞套（9）穿过孔盘（6）和隔热孔盘（8）的中心，与孔盘（6）内壁固连；防回火活塞（2）顶面为锥面，弹性元件（10）一端与防回火活塞（2）底部连接，另一端设置在活塞套（9）内，防回火活塞（2）沿活塞套（9）运动；当防回火活塞（2）未受力时，防回火活塞（2）的顶部锥面与壳体（1）扩张段的起始位置接触；

上述孔盘（6）为环形，环形面上均匀分布N个通孔，N≥1；隔热孔盘（8）为环形，环形面上均匀分布P个通孔，P=N，隔热孔盘（8）的通孔与孔盘（6）的通孔相通。

2.根据权利要求1所述的应用于膏体推进剂火箭发动机的自动防回火装置，其特征在于：上述防回火活塞（2）底部为空心，弹性元件（10）一端伸入防回火活塞（2）底部。