CN108869100A - 分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统，其中分离用反推固液火箭发动机包括输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管；所述输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管由上至下依次同轴相接设置，所述输送系统提供氧化剂输送，且所述输送系统将氧化剂通过可调文氏管输送给燃烧室，所述燃烧室的固体燃料采用侧面燃烧。本方案中，固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料，在结构上兼备了液体火箭发动机和固体火箭发动机的共同特点，具有安全性好、推力调节容易、环保性好、药柱稳定性好、温度敏感性低和经济性好等优点，可应用于运载火箭的级间分离中。

Description

分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种分离用反推固液火箭发动机及火箭辅助制动系统，发动机作为一种辅助动力系统完成运载火箭的级间分离。

背景技术

目前，火箭冷分离采用的火箭发动机，多为固体火箭发动机；固体火箭发动机结构简单，响应速度快，推进剂密度大，但比冲小，推力不易控制，危险系数高。应用于下面级制动装置容易导致运载火箭分离不稳定；液体火箭发动机中，单组元火箭发动机结构简单、可靠性高，但比冲低，催化剂来源受限，双组元火箭发动机，比冲高，但结构复杂，无效载荷大。应用于下面级制动装置容易导致运载火箭故障率增高，有效载荷比降低。

综上，现有的分离用固体火箭发动机虽然响应速度快，结构简单但存在安全性和可控性低等不利因素，而液体发动机结构过于复杂，更不适用于分离过程。未来运载火箭的发展趋势为可重复使用，固体和液体火箭发动机均不能完全满足未来的发展要求。

发明内容

本发明的一个目的在于提供一种分离用反推固液火箭发动机，以至少解决现有技术中存在的技术问题之一。

本发明的另一个目的在于提供一种具有上述分离用反推固液火箭发动机的火箭辅助制动系统，以解决现有技术中存在的转动之后不能自动归为，使用不方便的技术问题。

为了实现上述目的，本发明提供了以下技术方案；

本发明第一方面提供的分离用反推固液火箭发动机，包括输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管；

所述输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管由上至下依次同轴相接设置，所述输送系统提供氧化剂输送，且所述输送系统将氧化剂通过可调文氏管输送给燃烧室，所述燃烧室的固体燃料采用侧面燃烧。

固液火箭发动机采用液体氧化剂和固体燃料，在结构上兼备了液体火箭发动机和固体火箭发动机的共同特点，具有安全性好、推力调节容易、环保性好、药柱稳定性好、温度敏感性低和经济性好等优点，可应用于运载火箭的级间分离中。

在上述技术方案中，进一步地，所述输送系统包括氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱和电磁阀；

所述氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱通过管路依次连接，且所述过氧化氢贮箱的出口通过管路连通所述电爆阀，所述电爆阀的出口连接所述可调文氏管。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述输送系统还包括安全阀和压力表，所述安全阀和压力表设置在所述过氧化氢贮箱上，所述压力表用于检测所述过氧化氢贮箱内的压力值，所述安全阀用于对所述过氧化氢贮箱进行泄压。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述可调文氏管包括气蚀文氏管和锥形体，所述气蚀文氏管的喉部中心与所述锥形体的锥面同心安装，且所述锥形体与驱动机构相连接，所述驱动机构通过控制所述锥面的轴向位移，进而改变气蚀文氏管中氧化剂的流通面积。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述燃烧室包括燃烧室壳体、喷注器积液腔、喷注器面板、喷注孔、点火器、传火孔和药柱；

所述燃烧室壳体的一端设置所述喷注器液腔和所述喷注器面板，所述喷注孔设置在所述喷注器面板上，所述点火器和传火孔设置在所述喷注器壳体的装药通道内，并贴在所述喷注器面上设置，所述药柱设置在所述装药通道内，所述喷注器壳体的另一端与所述喷管相连接。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述燃烧室壳体采用碳钢材料制成。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述药柱为单根管状药柱，且所述药柱的侧壁浇筑而成，并采用侧面燃烧。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述点火器呈环形安装在所述燃烧室壳体的一端。

本发明第二方面提供一种火箭辅助制动系统，包括上述任一技术方案中所述的分离用反推固液火箭发动机。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述的分离用反推固液火箭发动机呈圆周阵列布局在火箭本体上。10、四台分离用反推固液火箭发动机分别具有不同的增压气瓶和氧化剂贮箱。

本发明第二方面提供的火箭辅助制动系统，设置有第一方面提供的分离用反推固液火箭发动机，因此具有第一方面提供的分离用反推固液火箭发动机的全部有益效果，在此就不一一赘述。

采用上述技术方案，本发明具有如下有益效果：

本发明的分离用反推固液火箭发动机，兼具了固体火箭发动机和液体火箭发动机的双重优势，可靠性高，结构简单，比冲较大，无效载荷小；

本发明的分离用反推固液火箭发动机，在装药设计上，采用单根管状药柱，侧面燃烧，推力大，几何形状简单，无余药，无应力集中现象，制造工艺成熟，使用方便，成本低；

本发明的分离用反推固液火箭发动机，采用单根侧面燃烧管状药柱，药柱贴壁浇筑而成，在发动机工作时，装药本身可以起隔热作用，无须设计燃烧室室壁绝热层，减小发动机消极质量。

本发明的分离用反推固液火箭发动机，采用点火器点火，点火延迟小。

具体地，采用环形点火器，所有液体氧化剂喷注进前燃烧室即热解气化，使发动机可迅速启动

本发明的分离用反推固液火箭发动机，采用可调文氏管，结构简单，工作稳定可靠，控制流量准确，可隔断燃烧室的震荡不传到氧化剂供应系统。

本发明的分离用反推固液火箭发动机，可进行推力的调节，在分离过程开始时，推力较小，分离速度小，有助于维持运载火箭稳定性，若由于故障导致四台发动机工作不同步时，或下面级为固体火箭，存在残余推力时，或液体发动机存在后效冲量时，可进行推力调节，分别控制单台发动机的推力的大小，进行矢量控制，有效避免下面级撞上上面级的危险。低推力持续短暂时间后，两级间脱开足够距离，固体燃料燃面增大，同时增加氧化剂质量流量，发动机推力增大，迅速制动，使整个分离过程安全、快速、平稳完成；

本发明的分离用反推固液火箭发动机，在组成辅助制动系统时，采用四台发动机圆周阵列布局，质量分配对称，推力分配对称，有利于保证分离过程中，下面级姿态的稳定，并可以对下面级进行一定程度的姿态控制。有效保证运载火箭在低空进行级间分离时，两级分离面间较为平行，避免分离形成的涡流和湍流干扰上面级的姿态；保证下面级在分离开始阶段，出现大幅的低头运动，与上面级碰撞。在对下面级落点有要求时，可通过调节本发动机的推力大小，开关机，达到一定的姿轨控效果，可应用于可重复火箭，在其回收时作为姿轨控发动机。

本发明的分离用反推固液火箭发动机，采用不同的增压气瓶和氧化剂贮箱，在组成辅助动力系统时，有利于下面级结构重心的平衡，减少管路排布，减少结构质量。采用不同的氧化剂供应系统，便于单台发动机分别进行推力调节，实现在分离过程中和分离之后的姿轨控的效果。若一台发动机出现故障，可通过调节其他三台发动机的开关和推力，最大程度上完成分离过程，增加制动装置的可靠性和安全性；

本发明的分离用反推固液火箭发动机，相对独立，便于发动机进行地面试车和模拟高空试车。装配简单，便于总装过程中拆装，可及时进行故障的排查和维修。

本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过本发明的实践了解到。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案下面将对具体实施方式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，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，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。

图1为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的输送系统的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的可调文氏管的结构示意图；

图4为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的燃烧室的结构示意图；

图5为本发明实施例提供的火箭辅助制动系统的结构示意图的俯视图；

图6为本发明实施例提供的火箭辅助制动系统的结构示意图的侧视图；

图7为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的安装制作流程示意图；

图8为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的工作原理流程示意图。

附图标记：

1-输送系统；101-氦气充气泄出手阀；102-氦气瓶；103-减压器；104-电爆阀；105-过氧化氢贮箱；106-安全阀；107-压力表；108-电磁阀；2-可调文氏管；201-气蚀文氏管；202-锥面；3-燃烧室；301-燃烧室壳体；302-喷注器积液腔；303-喷注器面板；304-喷注孔；305-点火器；306-传火孔；307-药柱；4-喷管；5-火箭辅助制动系统；501-分离用反推固液火箭发动机。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

在本发明的描述中，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为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

下面结合具体的实施方式对本发明做进一步地解释说明。

图1为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的结构示意图；图2为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的输送系统的结构示意图；图3为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的可调文氏管的结构示意图；图4为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的燃烧室的结构示意图；图5为本发明实施例提供的火箭辅助制动系统的结构示意图的俯视图；图6为本发明实施例提供的火箭辅助制动系统的结构示意图的侧视图；图7为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的安装制作流程示意图；图8为本发明实施例提供的分离用反推固液火箭发动机的工作原理流程示意图。

实施例一

如图1所示，分离用反推固液火箭发动机501包括为输送系统1，可调文氏管2，燃烧室3，喷管4，由前至后依序同轴相接构成，。

如图2所示，输送系统1包括氦气充气泄出手阀101，氦气瓶102，减压器103，电爆阀104，过氧化氢贮箱105，安全阀106，压力表107，电磁阀108，可调文氏管2。

所述输送系统1采用氦气挤压式输送装置，具有一套气瓶贮箱输送系统，可实现分离用反推固液火箭发动机501的氧化剂输送。其中，氦气瓶102顶部通过充气管路连接氦气充气泄出手阀101，氦气瓶102和过氧化氢贮箱105间通过减压器103和电爆阀104依次进行管路连接。过氧化氢贮箱105上还通过管路连接有安全阀106和压力表107。过氧化氢贮箱105底部与输送管路相连，输送管路上安装有电磁阀108。电磁阀后安装有可调文氏管2，可调文式管后与燃烧室通过管路连接。总体装配过程如图7所示。

加注阶段，由充气管路将氦气冲入氦气瓶102中，氦气通过氦气充气泄出手阀101的控制向氦气瓶102的充入和泄出。

发动机收到点火指令后，电爆阀104打开，高压氦气通过减压器103减压后对氧化剂贮箱105进行增压，压力表107检测贮箱内的压力，当过氧化氢贮箱105压力过高时，开启安全阀106，进行泄压。贮箱后的电磁阀108，用来控制输送管路的通断。贮箱达到工作压力值后，电磁阀108打开。氧化剂经过可调文氏管2时，根据工作中的任务需求进行流量调节，最终进入燃烧室点火。

如图2所示，可调文氏管2可以对流量进行调节，可调文氏管2是由气蚀文氏管201和在其喉部中心同心安装一个锥面202所组成。通过控制锥面202的轴向位移，可以改变气蚀文氏管201中氧化剂的流通面积，从而改变氧化剂质量流量，进而改变发动机氧燃比，从而实现改变分离用反推固液火箭发动机推力。

如图3所示，燃烧室3包括燃烧室壳体301、喷注器积液腔302、喷注器面板303、喷注孔304、点火器305、传火孔306、药柱307。如图4所示，其中，燃烧室壳体301采用碳钢材料制成，整个容腔具有一定的结构强度，可承受点火器305工作时容腔内的压力。燃烧室壳体301后端与高硅氧-酚醛材料的喷管4前端间周向台肩配合定位并固定。点火器305内，发火药为黑火药。液体氧化剂进入燃烧室3后，首先进入喷注器积液腔302，通过喷注孔304喷注雾化，部分通过传火孔306接触点火燃料，点火器305工作，产生燃气通过传火孔306进入装药通道，加热固体药柱307侧面表面，燃料在高温的作用下分解，产生1-3丁二烯(C4H8)，与同样受高温气化的氧化剂掺混燃烧，生成高温燃气，从喷管4喷出，产生推力。

实施例二

如图5和图6所示，为四台分离用反推固液火箭发动机501组成的火箭辅助制动系统5，在下面级工作正常情况下，运载火箭达到预定高度，分离过程开始。首先，下面级主发动机关机，爆炸螺栓起爆，级间连接断开，分离面分离。然后，四台分离用反推固液发动机501同步发出点火指令，产生推力，为下面级提供反向的推力冲量使，其产生相对速度和位移。通过调节可调文氏管2，调节氧化剂供应量，控制发动机在分离初期产生较小推力，期间不断检测两级间距离，若两级分离面不平行，则通过调节发动机推力维持平行。0.5秒后，两级间已脱开较大距离，增加氧化剂供应量，增大发动机推力，快速使两级脱开更远的距离，2秒后，上面级主发动机点火，分离过程结束。若下面级有落点要求，则继续通过开关机，或调节推力，进行一定程度的姿控和轨控，若无要求，则带推进剂用尽后自然关机。

具体原理如图8所示；

步骤S01，开始分离；步骤S02，反推发动机点火；步骤S03，氧化剂贮箱增压；步骤S04，点火器点火，产生高温燃气，经喷管喷出产生推力；步骤S05，传感器监测分离过程是否平稳进行；步骤S06，调节氧化剂流量，改变推力，维持分离过程平稳运行；步骤S07，分离过程结束后，发推发动机继续工作对下面级进行姿轨控。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在上面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

Claims (10)

1.一种分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，包括输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管；

所述输送系统、可调文氏管、燃烧室和喷管由上至下依次同轴相接设置，所述输送系统提供氧化剂输送，且所述输送系统将氧化剂通过可调文氏管输送给燃烧室，所述燃烧室的固体燃料采用侧面燃烧。

2.根据权利要求1所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述输送系统包括氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱和电磁阀；

所述氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱通过管路依次连接，且所述过氧化氢贮箱的出口通过管路连通所述电爆阀，所述电爆阀的出口连接所述可调文氏管。

3.根据权利要求2所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述输送系统还包括安全阀和压力表，所述安全阀和压力表设置在所述过氧化氢贮箱上，所述压力表用于检测所述过氧化氢贮箱内的压力值，所述安全阀用于对所述过氧化氢贮箱进行泄压。

4.根据权利要求1所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述可调文氏管包括气蚀文氏管和锥形体，所述气蚀文氏管的喉部中心与所述锥形体的锥面同心安装，且所述锥形体与驱动机构相连接，所述驱动机构通过控制所述锥面的轴向位移，进而改变气蚀文氏管中氧化剂的流通面积。

5.根据权利要求1所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述燃烧室包括燃烧室壳体、喷注器积液腔、喷注器面板、喷注孔、点火器、传火孔和药柱；

所述燃烧室壳体的一端设置所述喷注器液腔和所述喷注器面板，所述喷注孔设置在所述喷注器面板上，所述点火器和传火孔设置在所述喷注器壳体的装药通道内，并贴在所述喷注器面上设置，所述药柱设置在所述装药通道内，所述喷注器壳体的另一端与所述喷管相连接。

6.根据权利要求5所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述燃烧室壳体采用碳钢材料制成。

7.根据权利要求5所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述药柱为单根管状药柱，且所述药柱的侧壁浇筑而成，并采用侧面燃烧。

8.根据权利要求5所述的分离用反推固液火箭发动机，其特征在于，

所述点火器呈环形安装在所述燃烧室壳体的一端。

9.一种火箭辅助制动系统，其特征在于，包括有如权利要求1至8中任一项所述的分离用反推固液火箭发动机。

10.根据权利要求9所述的火箭辅助制动系统，其特征在于，

所述的分离用反推固液火箭发动机呈圆周阵列布局在火箭本体上。