CN110439709A - 一种微纳卫星固体离轨发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种微纳卫星固体离轨发动机，包括本体、前封头、回收装置、装药、点火药盒、若干堵塞和若干喉衬。其中本体采用燃烧室与喷管一体设计，若干喷管喉部喉衬单独设计，前封头开有三阶盲孔，固定胶灌注于三阶盲孔内。装药药柱圆周外壁上沿径向设有高度不同的一个第三通孔和两个相互垂直的第四通孔。回收装置固定块紧固于本体底面外壁中心，平时若干堵塞通过回收绳与固定块上若干通孔连接。发动机工作时，点火药盒内黑火药点燃，随着压力增加，堵塞喷出，回收装置经回收绳将堵塞回收，同时本体内装药点燃，产生的高温高压燃气经拉瓦尔喷管排出，反作用于发动机，产生较大推力，从而推动微纳卫星迅速离轨。

Description

一种微纳卫星固体离轨发动机
技术领域
本发明属于离轨发动机技术，具体涉及一种微纳卫星固体离轨发动机。
背景技术
立方星因其成本低、研制周期短等特点，具有很大的开发价值，如今已经呈现“爆发式”增长。现在大部分的卫星都是寿命终结后，遗留在原轨道，成为太空碎片，目前大量太空碎片占据在有限的轨道上，如果不进行专门的寿命末期离轨设计，这些卫星将成为太空垃圾，对未来的太空探测将会是一场大灾难，因此，有关卫星寿命末期成为太空垃圾的问题日益被关注起来。
目前卫星已经逐渐采用寿命末期离轨的方式，以减缓空间碎片的增长速度，但在立方星上的离轨技术还不够成熟，各有各的优缺点，针对立方星尺寸小、质量轻等优点，目前比较典型的离轨方式有绳系离轨、气动阻力离轨、太阳帆推移离轨、制动帆离轨和化学推进离轨，其中前四种离轨方式共有的特点是比冲小，体积大，无法在短时间内提供大推力，而化学推进中的固体火箭发动机结构简单，反应快速，自身携带氧化剂和燃烧剂，燃烧后高速喷射工作物质，引起反作用力，为卫星提供运动所需的动力，而且适合任何轨道，可以在短时间内迅速离轨，速度增量大。
然而，现有固体火箭发动机技术基本上应用在导弹、火箭等大型武器上，在微纳卫星上没有使用固体火箭发动机的先例。
发明内容
本发明的目的在于提供一种微纳卫星固体离轨发动机，将固体火箭发动机首次应用在微纳卫星上，以解决微纳卫星寿命终结后成为太空垃圾的问题。
实现本发明目的的技术解决方案：一种微纳卫星固体离轨发动机，包括本体、前封头、装药、点火药盒、回收装置、若干堵塞和若干喉衬。
本体包括一体设计的燃烧室与若干非潜入式喷管，燃烧室为圆柱形空腔，头部为开放端，燃烧室底部和喷管共同作为后封头，燃烧室底部内壁中心设有一个第一凹槽，点火药盒固定在第一凹槽内，若干喷管围绕第一凹槽呈环形分布，在每个喷管的喉部固连有一个喉衬，在每个喷管扩张段的出口处固连有一个堵塞；堵塞连接回收装置，回收装置固定在本体底面外壁中心，前封头固定于本体的开放端，装药设置于燃烧室内，并与前封头固连。
与现有技术相比，本发明的有益效果是：
（1）燃烧室与喷管一体化设计，尺寸小，无需再额外安装后封头和喷管，封闭性好，结构简单，易于加工和安装；
（2）前封头第二凹槽、固定胶加强板、若干药柱第三通孔都起到加强固定胶粘结性能，防止固定胶脱粘的特性，使得装药完整性高；
（3）装药的若干药柱内外侧面和悬臂端端面同时燃烧，工作时间短，若干药柱悬臂端的两个互相垂直的第四通孔，起到平衡药柱内外两侧压力，提高药柱燃烧时装药完整性的作用，使离轨发动机能迅速稳定燃烧；
（4）高温高压燃气经若干个拉瓦尔喷管喷出离轨发动机外，推力大；
（5）堵塞被高温高压燃气挤压喷出后，由回收装置的回收绳回收，系于固定块上，避免其他太空垃圾产生。
附图说明
图1为本发明处于装配状态时固体离轨发动机整体结构示意图。
图2为本发明处于装配状态时前封头的局部结构示意图。
图3为本发明处于装配状态时装药若干药柱的分布示意图。
图4为本发明单根药柱的结构示意图。
图5为本发明装配状态时固体离轨发动机回收装置结构示意图。
图6为本发明装药的若干药柱安装结构示意图。
图7为本发明固药安装板结构示意图。
图中：1固定胶加强板、2固定胶、3装药、4喷管喉部、5回收装置、6前封头、7本体、8点火药盒、9堵塞、10固药安装板。
具体实施方式
下面结合附图对本发明作进一步的详细描述。
结合图1和图5，本发明所述的一种微纳卫星固体离轨发动机，外包络尺寸为Ф100mm×100 mm×90mm，包括本体7、前封头6、回收装置5、装药3、点火药盒8、若干堵塞9和若干喉衬4；本体7包括一体设计的燃烧室与若干非潜入式喷管，燃烧室为圆柱形空腔，头部为开放端，燃烧室底部和喷管共同作为后封头（后封头不再单独设计），封闭性好，燃烧室底部内壁中心设有一个第一凹槽，点火药盒8通过螺纹固定在第一凹槽内，若干喷管（4个或8个）围绕第一凹槽呈环形分布，以此减小喷管的长度和稳定整体质心的作用，喷管为拉瓦尔喷管，在每个喷管的喉部通过螺纹固连有一个喉衬4，在每个喷管扩张段的出口处通过螺纹（并点胶）固连有一个堵塞9。回收装置5包括固定块和若干回收绳，固定块通过螺钉固定在本体7底面外壁中心，固定块的一端环形分布着若干通孔，若干堵塞9通过回收绳与固定块上对应的通孔相连。平时若干堵塞9起防潮的作用，发动机工作时，若干堵塞9可为发动机迅速建立点火压力，当发动机点火完成后，若干堵塞9被喷出，此时，回收装置5上的回收绳将堵塞9回收，与固定块相连，避免若干堵塞形成新的太空垃圾。
所述回收绳采用钢丝绳。
结合图1和图2，前封头6为圆柱形，一端通过螺纹固定于本体7的燃烧室内，伸入燃烧室的端面向另一端开有一个直径递减的三阶盲孔，依次为第一阶孔、第二阶孔和第三阶孔，将装药3一端设置在第一阶孔和第二阶孔内，并在三阶盲孔内灌注固定胶2，另一端为悬臂端设置于燃烧室内。
结合图1、图3和图4，装药3由若干圆管状药柱构成，整体呈正六边形分布，每根药柱的圆管灌注固定胶2，灌注面与前封头6的灌注面平齐。药柱的圆周外壁上沿径向设有高度不同的一个第三通孔和两个第四通孔，第三通孔位于灌注段内，以加强若干药柱与固定胶2的粘结能力，增加发动机在复杂空间环境下的装药结构完整性，两个第四通孔位于悬臂端，两个第四通孔相互垂直。当发动机工作时，两个第四通孔可以平衡若干管状药柱内外表面的压力，避免药柱破碎，使发动机可以稳定燃烧。
所述三阶盲孔的第一阶孔的侧壁上开有一圈第二凹槽，用于加强固定胶2与前封头6的粘结能力，防止脱粘。
所述微纳卫星固体离轨火箭发动机还包括固定胶加强板1，固定胶加强板1为圆形板，通过螺钉固定在三阶盲孔的第二阶孔底部，其中心设有一个第一通孔，围绕第一通孔呈环形分布若干第二通孔，第一通孔和第二通孔便于灌胶，装药3一端抵住固定胶加强板1，固定胶加强板1将部分固定胶限制在前封头6的第三阶盲孔内，起固定固定胶2的能力，以防止固定胶2从前封头6三阶盲孔内脱落。
所述喉衬4采用熔点高于1800K的材料，如30CrMnSiA、钛合金、石墨等。
所述堵塞9材料为聚氨酯塑料。
所述固定胶2采用耐高温胶。
点火药盒8内装填黑火药。
结合图6和图7，装配装药3时，需要采用固药安装板10，固药安装板10为圆柱形，自顶面向下开有直径依次减小的二阶盲孔，顶部与前封头6螺纹末端间隙配合，二阶盲孔底面开有与装药3的若干药柱分布形式对应的若干通孔，若干通孔直径与若干药柱外径间隙配合。
所述装药3的若干药柱安装步骤如下：
（1）固定胶加强板1通过螺钉固定在前封头三阶盲孔的第二阶孔底部；
（2）固药安装板10与前封头6螺纹末端间隙配合；
（3）固定胶2从固药安装板10的通孔处灌注到前封头6的三阶盲孔内；
（4）若干药柱依次从固药安装板10的若干通孔插入固定胶2内；
（5）待固定胶凝固后，将固药安装板10拔出，最后整个整体装入待装的燃烧室内。
本发明所述的一种微纳卫星固体离轨发动机工作原理：当微纳卫星执行离轨任务时，发动机点火，点火药盒8内的点火药被点燃，由于堵塞9形成的封闭环境，离轨发动机本体7内点火压力迅速建立，当本体7内的压力达到堵塞的设计强度时，堵塞喷出，回收装置5上的回收绳将堵塞与固定块相连，以避免形成新的太空垃圾，当点火压力建立后，装药3中若干药柱的内外侧面和悬臂端端面同时被迅速点燃，产生大量高温燃气，燃气短时间内填充于本体7的燃烧室，压强迅速增加。此时，若干药柱悬臂端的两个第四通孔将内外表面的压力平衡，使得此时突然增压的发动机可以迅速进入正常稳定的工作。在本体内形成的高温高压燃气经过喷管先收敛后扩张喷出发动机本体外，在外太空中继续充分燃烧，产生作用于自身的反作用力，使得微纳卫星获得所需的大推力，进而迅速离轨。

Claims (10)

1.一种微纳卫星固体离轨发动机，包括本体（7）、前封头（6）、装药（3）、点火药盒（8）；其特征在于：还包括回收装置（5）、若干堵塞（9）和若干喉衬（4）；
本体（7）包括一体设计的燃烧室与若干非潜入式喷管，燃烧室为圆柱形空腔，头部为开放端，燃烧室底部和喷管共同作为后封头，燃烧室底部内壁中心设有一个第一凹槽，点火药盒（8）固定在第一凹槽内，若干喷管围绕第一凹槽呈环形分布，在每个喷管的喉部固连有一个喉衬（4），在每个喷管扩张段的出口处固连有一个堵塞（9）；堵塞（9）连接回收装置（5），回收装置（5）固定在本体（7）底面外壁中心，前封头（6）固定于本体（7）的开放端，装药（3）设置于燃烧室内，并与前封头（6）固连。
2.根据权利要求1所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：喷管个数为4个或8个，采用拉瓦尔喷管。
3.根据权利要求1所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：回收装置（5）包括固定块和若干回收绳，固定块固定在本体（7）底面外壁中心，固定块的一端环形分布着若干通孔，若干堵塞（9）通过回收绳与固定块上对应的通孔相连。
4.根据权利要求3所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：回收绳采用钢丝绳。
5.根据权利要求1所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：前封头（6）为圆柱形，一端固定于本体（7）的燃烧室内，伸入燃烧室的端面向另一端开有一个直径递减的三阶盲孔，依次为第一阶孔、第二阶孔和第三阶孔，将装药（3）一端设置在第一阶孔和第二阶孔内，并在三阶盲孔内灌注固定胶（2），另一端为悬臂端设置于燃烧室内。
6.根据权利要求5所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：三阶盲孔的第一阶孔的侧壁上开有一圈第二凹槽。
7.根据权利要求1所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：装药（3）由若干圆管状药柱构成，整体呈正六边形分布，每根药柱的圆管灌注固定胶（2），灌注面与前封头（6）的灌注面平齐。
8.根据权利要求7所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：药柱的圆周外壁上沿径向设有高度不同的一个第三通孔和两个第四通孔，第三通孔位于灌注段内，两个第四通孔位于悬臂端，两个第四通孔相互垂直。
9.根据权利要求1所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：还包括固定胶加强板（1），固定胶加强板（1）为圆形板，固定在三阶盲孔的第二阶孔底部，其中心设有一个第一通孔，围绕第一通孔呈环形分布若干第二通孔，装药（3）一端抵住固定胶加强板（1），固定胶加强板（1）将部分固定胶限制在前封头（6）的第三阶盲孔内。
10.根据权利要求1所述的微纳卫星固体离轨发动机，其特征在于：所述喉衬（4）采用熔点高于1800K的材料，堵塞（9）材料为聚氨酯塑料。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112431690A (zh) * 2020-10-26 2021-03-02 北京机械设备研究所 内嵌式推力调节固体发动机
CN113882970A (zh) * 2021-09-14 2022-01-04 淮海工业集团有限公司 一种发动机的固药结构

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2004156477A (ja) * 2002-11-05 2004-06-03 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd スラスタ
US6776372B2 (en) * 2002-09-26 2004-08-17 The Boeing Company Method of operating a satellite for end-of-life maneuvers
US20180037340A1 (en) * 2014-09-03 2018-02-08 Pacific Scientific Energetic Materials Company Satellite management system comprising a propulsion system having individually selectable motors
CN107740734A (zh) * 2017-09-28 2018-02-27 江苏大学 一种基于微尺度燃烧的自供能点火推进器
CN110040264A (zh) * 2019-05-14 2019-07-23 西北工业大学 一种消旋抓捕一体化装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6776372B2 (en) * 2002-09-26 2004-08-17 The Boeing Company Method of operating a satellite for end-of-life maneuvers
JP2004156477A (ja) * 2002-11-05 2004-06-03 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd スラスタ
US20180037340A1 (en) * 2014-09-03 2018-02-08 Pacific Scientific Energetic Materials Company Satellite management system comprising a propulsion system having individually selectable motors
CN107740734A (zh) * 2017-09-28 2018-02-27 江苏大学 一种基于微尺度燃烧的自供能点火推进器
CN110040264A (zh) * 2019-05-14 2019-07-23 西北工业大学 一种消旋抓捕一体化装置

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112431690A (zh) * 2020-10-26 2021-03-02 北京机械设备研究所 内嵌式推力调节固体发动机
CN112431690B (zh) * 2020-10-26 2022-04-01 北京机械设备研究所 内嵌式推力调节固体发动机
CN113882970A (zh) * 2021-09-14 2022-01-04 淮海工业集团有限公司 一种发动机的固药结构

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