CN106134417B - 小推力火箭发动机 - Google Patents
小推力火箭发动机Info
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Abstract
本发明公开了一种应用于航天飞行器的小推力火箭发动机，包括燃阀(1)、氧阀(2)与喷注器(4)联接，分别向喷注器(4)输送煤油和气态氧；喷注器(4)的尾部设置有电点火器(3)；喷注器(4)与推力室身部本体(5)连接；推力室身部本体(5)由燃烧室和喷管组成，点火器(3)产生的电火花直接点燃喷注器(4)喷注面附近的推进剂混气，燃气由喷管排出产生推力。本发明使用气氧/煤油作为推进剂，解决了现有有毒自燃推进剂发动机的环境污染问题，取得了无毒、无污染、高性能、响应快及适应稳态/脉冲双工作模式等有益效果。
Description
技术领域
本发明涉及航天运载火箭和飞行器的一种小推力火箭发动机。
背景技术
航天器小推力火箭发动机需要多次启动、快速响应及稳态/脉冲双工作模式。目前，绝大多数航天器双组元小推力火箭发动机采用有毒性的自燃推进剂，我国现役双组元小推力火箭发动机均为有毒、液/液自燃推进剂发动机。这些有毒自燃推进剂在生产、储存、运输和使用过程中对自然环境和人体健康构成了极大的危害，而且制造成本也很高。在环境保护和人类健康维护呼声越来越高的情况下，有毒推进剂推进系统的使用越来越受到局限，无毒、无污染、高性能、廉价的航天器推进系统成为21世纪世界各国推进领域研究的主要方向。因此，航天器小推力火箭发动机的无毒化也是航天器推进系统研究的重要内容之一。
目前国内没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
为了解决现有技术因使用有毒液/液自燃推进剂发动机造成的环境污染和人体健康问题，以及有毒自燃推进剂系统的生产、储存、运输和使用中的高成本等不足，本发明的目的在于提供一种航天器无毒小推力火箭发动机。利用本发明，实现了发动机高性能、响应快及稳态/脉冲双工作模式的要求，而且其推进剂无毒、无污染，避免了对自然环境的污染和操作人员健康的损害。
为了达到上述发明目的，本发明为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种采用气氧/煤油作为推进剂的小推力火箭发动机，该装置包括：燃阀和氧阀组成推进剂控制阀；燃阀通过法兰与喷注器内部的外喷嘴联接，向外喷嘴输送液态组元，本发明实施例采用的是煤油。氧阀通过法兰与喷注器内部的内喷嘴联接，向内喷嘴输送气态组元，本发明实施例采用的是气态氧。上述喷注器采用同轴离心式气液内混合喷嘴；液态组元煤油和气态组元气氧通过喷注器在喷注面形成推进剂混气。喷注器的尾部设置有电点火器。电点火器包括：火花塞通过电缆与激励源连接；火花塞与喷注器螺纹联接，采用铝垫片端面密封。电点火器的激励源和火花塞两部分可以是分体式或一体式；采用分体式时，火花塞装配在喷注器上，通过火花塞电缆与激励源连接。点火时，火花塞发火端产生的电火花直接点燃喷注器喷注面附近的推进剂混气，其燃气从推力室身部本体的喷管喷出，产生推进的动力。点火器采用高能电容式半导体式电火花点火器，也可以是高压电火花电火器，其内部设置有延时关闭电路。喷注器与推力室身部本体连接，采用活联接或焊接结构，采用柔性石墨密封。推力室身部本体由依次连通的燃烧室和喷管组成，选用铌合金及抗高温氧化涂层材料，膜冷却与辐射冷却结构。
本发明小推力火箭发动机由于使用气氧/煤油作为推进剂，因此解决了现有发动机的环境污染问题，实现了航天器双组元非自燃推进剂小发动机的无毒化。取得了发动机无毒、无污染、高性能、响应快和稳态/脉冲双工作模式等有益效果，填补了国家空白。
附图说明
图1是本发明小推力火箭发动机的纵向剖面结构示意图
图2是分体式点火器组成示意图
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明作进一步详细的说明。
图1是本发明小推力火箭发动机的纵剖面结构示意图，图2是其中分体式点火器3的组成示意图。本发明实施例为一种150N气氧/煤油姿态控制发动机，由燃阀1、氧阀2、电点火器3、喷注器4、推力室身部本体5等组成。
该装置包括：燃阀1、氧阀2组成推进剂控制阀。燃阀1通过法兰与喷注器4内部的外喷嘴联接，向外喷嘴输送液态组元，本发明实施例采用的是煤油。氧阀2通过法兰与喷注器4内部的内喷嘴联接，向内喷嘴输送气态组元，本发明实施例采用的是气态氧。煤油和气态氧在喷注器4的喷注面形成推进剂混气。喷注器4的尾部设置有电点火器3。火花塞8与喷注器4螺纹联接，采用铝垫片端面密封。电点火器3包括激励源7和火花塞8两部分(见图2)，可以是分体式或一体式。本发明实施例采用分体式，火花塞8装配在喷注器4上，通过火花塞电缆6与激励源7连接，火花塞8发火端产生的电火花直接点燃喷注器4喷注面附近的推进剂混气。喷注器4与推力室身部本体5连接，采用活联接或焊接连接结构，用柔性石墨密封，推力室身部本体5由依次连通的燃烧室和喷管组成。选用铌合金及抗高温氧化涂层材料，膜冷却与辐射冷却结构。火花塞发火端产生的电火花直接点燃喷注器4喷注面附近的推进剂混气，其燃气从推力室身部本体5的喷管喷出，产生推进动力。
上述点火器3采用高能电容式半导体式电火花点火器，以实现发动机启动点火及稳态/脉冲工作双工作模式。点火器内设置有延时关闭电路，当发动机点燃进入工作状态后，点火器在无关闭信号的情况下会自动实施关闭，从而减轻点火器的工作负担，延长使用寿命。本发明实施例中，电点火器的自动延时关闭时间设置为0.1s～1s。
上述电点火器还可以采用高压电火花点火器。
本发明航天器小推力火箭发动机采用无毒无污染的气/液双组元推进剂，液态组元推进剂为煤油，也可以是其他液态碳氢类燃料，气态组元推进剂为气态氧。采用气态氧而非液态氧的目的是为了获得更快更平稳的点火特性。本发明采用的喷注器4为同轴离心式气液内混合喷嘴，设置在喷注器4的中央，适用于气/液非自燃推进剂，火花塞装配在喷注器上，其发火端产生的电火花可直接点燃喷注器4喷注面周围的推进剂混气。推进剂控制阀燃阀1、氧阀2及电点火器3的控制时序采取同步方式，以控制发动机进行稳态模式和脉冲模式工作。推力室身部本体选用铌合金及抗高温氧化涂层材料，采用膜冷却与辐射冷却结构，解决了发动机冷却及抗高温氧化问题，提高了发动机性能。
下面进一步对本发明的工作过程进行描述。
气氧和煤油分别从控制阀氧阀2和燃阀1进入喷注器4，由喷注器4喷注进入燃烧室进行混合，混气被装配在喷注器4上的电点火器3产生的电火花点燃，燃烧产生的高温高压气体通过推力室的喷管喷射排出，从而使发动机产生推力。
Claims (10)
1.一种小推力火箭发动机，其特征在于，该装置包括：
燃阀(1)和氧阀(2)组成推进剂控制阀；燃阀(1)通过法兰与喷注器(4)内部的外喷嘴联接，向外喷嘴输送液态组元；氧阀(2)通过法兰与喷注器(4)内部的内喷嘴联接，向内喷嘴输送气态组元；液态组元和气态组元在喷注器(4)的喷注面形成推进剂混气；喷注器(4)的尾部设置有电点火器(3)；电点火器(3)包括：火花塞(8)，通过火花塞电缆(6)与激励源(7)连接；火花塞(8)与喷注器(4)螺纹联接，采用铝垫片端面密封；喷注器(4)与推力室身部本体(5)活联接或焊接联接，采用柔性石墨密封；推力室身部本体(5)由依次连通的燃烧室和喷管组成；火花塞(8)发火端产生的电火花直接点燃喷注器(4)喷注面附近的推进剂混气，其燃气从推力室身部本体(5)的喷管喷出。
2.根据权利要求1所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述燃阀(1)输送的液态组元为煤油；所述氧阀(2)输送的气态组元为气态氧。
3.根据权利要求1所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述的电点火器(3)还可以是火花塞(8)和激励源(7)合为一体的结构。
4.根据权利要求1或3所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述的电点火器采用高能电容式半导体电火花点火器。
5.根据权利要求4所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述的电点火器(3)还可以是高压电火花点火器。
6.根据权利要求4所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述的电点火器(3)内设置有延时关闭电路，其延时关闭时间设置为0.1s～1s。
7.根据权利要求1所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述的燃阀(1)、氧阀(2)和电点火器(3)的控制时序同步。
8.根据权利要求1所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述的液态组元推进剂还可以是液态碳氢类燃料。
9.根据权利要求1所述的小推力火箭发动机，其特征在于：所述喷注器(4)的中央设置的是同轴离心式气液内混合喷嘴。
10.根据权利要求1所述的小推力火箭发动机，其特征在于：推力室身部本体(5)选用铌合金及抗高温氧化涂层材料，采用膜冷却与辐射冷却结构。
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