CN114278464B - 一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，包括火箭主体，火箭主体内设有液体推进剂储箱、氧化剂储箱和涡轮泵放置腔，液体推进剂储箱和氧化剂储箱分别用于填充液体推进剂和氧化剂，涡轮泵放置腔内安装有涡轮泵主体，涡轮泵主体上连接有第一抽液管、第二抽液管和排液管，第一抽液管和第二抽液管分别与氧化剂储箱和液体推进剂储箱相连通。本发明通过相应机构的设置，可以对涡轮泵进行高效散热，大大降低涡轮泵因长时间工作或者发动机燃烧室高温辐射的影响，进而可以大幅降低涡轮泵发生损坏的概率，保证液体推进燃料进入到发动机燃烧室内的效率，从而可以保证微小型火箭整体的推力，避免安全事故的发生。

Description

一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置

技术领域

本发明属于推进装置技术领域，具体涉及一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置。

背景技术

随着科学技术的进步，人类对深空探测的步伐日益加快，而执行深空探测的首要任务是要通过运载火箭将探测器或宇航员送至探测目的地，运载火箭按运载能力分为微小型火箭、中型火箭、大型火箭和重型火箭。

目前，运载火箭的推进装置是基于化学燃料获得推力，常见的推进燃料有：液体燃料、固体燃料以及固液混合推进剂，其中，微小型火箭多采用液体推进燃料，其在工作时，发动机先点火，用高压气体对燃料与氧化剂贮箱进行增压，然后利用涡轮泵将燃料与氧化剂进一步增压并输送进燃烧室，使得液体推进燃料在发动机燃烧室里燃烧，产生大量高压气体，高压气体从发动机喷管高速喷出，对火箭产生的反作用力，使火箭沿气体喷射的反方向前进。

在微小型火箭运行时，涡轮泵一直处于工作状态，且容易受到发动机燃烧室高温辐射的影响，导致涡轮泵一直在高温的环境下进行工作，由于现有的微小型火箭缺乏对涡轮泵的快速散热机构，导致涡轮泵在长时间高温环境下工作时，容易存在损坏的情况，进而影响液体推进燃料进入到发动机燃烧室的效率，降低发动机的燃烧效率，从而导致微小型火箭整体推力下降，容易引发安全事故。

因此，针对上述技术问题，有必要提供一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，以解决现有技术中微小型火箭涡轮泵因缺乏散热机构而易造成微小型火箭推力下降的问题。

为了实现上述目的，本发明一实施例提供的技术方案如下：

一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，包括火箭主体，所述火箭主体内设有液体推进剂储箱、氧化剂储箱和涡轮泵放置腔，所述液体推进剂储箱和氧化剂储箱分别用于填充液体推进剂和氧化剂，所述涡轮泵放置腔内安装有涡轮泵主体，所述涡轮泵主体上连接有第一抽液管、第二抽液管和排液管，所述第一抽液管和第二抽液管分别与氧化剂储箱和液体推进剂储箱相连通，所述涡轮泵主体通过第一抽液管和第二抽液管用于抽取氧化剂和液体推进剂进入到发动机燃烧室内，以便火箭主体产生推力，所述涡轮泵主体的外侧设有自散热机构，用于对涡轮泵主体进行散热，避免涡轮泵主体温度过高而发生损坏。

进一步地，所述涡轮泵放置腔设于所述液体推进剂储箱和氧化剂储箱的下侧，方便涡轮泵放置腔内的涡轮泵主体抽取液体推进剂和氧化剂，使得液体推进剂储箱内的液体推进剂和氧化剂储箱内的氧化剂能够在重力作用下排出，避免液体推进剂和液体氧化剂的浪费。

进一步地，所述涡轮泵主体分别通过三通阀与第一抽液管和第二抽液管连接，用于抽取液体推进剂和氧化剂，所述排液管与火箭主体的发动机燃烧室相连通，以便液体推进剂和氧化剂在发动机燃烧室内燃烧，进而可以产生推力。

进一步地，所述自散热机构包括感热板和支撑板，所述感热板和支撑板均设于涡轮泵放置腔内，感热板用于接收涡轮泵主体工作时产生的温度，以便将热量进行传递，支撑板用于分割形成冷却腔和换热腔，所述支撑板设于感热板的外侧，所述支撑板与感热板之间形成有冷却腔，所述支撑板与火箭主体内壁之间形成有换热腔，所述冷却腔和换热腔内均填充有循环液，利用循环液的吸热汽化和遇冷液化的特性对涡轮泵主体进行降温冷却。

进一步地，所述感热板为导热系数高的金属材质，用于接收涡轮泵主体运行时传递的热量，以便利用自散热机构对涡轮泵主体进行降温冷却，降低涡轮泵主体发生损坏的概率。

进一步地，所述支撑板的侧壁上开凿有贯通槽，所述贯通槽内安装有薄膜，薄膜用于遮挡液体循环液，同时气体循环液可以通过薄膜，以便循环液能够循环冷却涡轮泵主体，大大提高循环液整体的利用率。

进一步地，所述支撑板上安装有多个单向阀，所述单向阀用于将换热腔内的循环液输入到冷却腔内。

进一步地，所述涡轮泵放置腔内安装有隔热板，所述隔热板与感热板的侧壁固定连接，所述涡轮泵主体安装在隔热板上。

进一步地，所述隔热板的下侧安装有气泵，用于产生高压气体，所述气泵上连接有输气管，所述输气管贯通所述感热板设置，用于输出气泵产生的高压气体。

进一步地，所述输气管位于所述冷却腔内的一端连接有环形管，所述环形管上安装有多个均匀分布的喷头，当气泵运行时，气泵可以产生高压气体，高压气体经过输气管输送进入到环形管内，通过环形管上的多个喷头喷射出，不仅可以对冷却腔内的循环液进行搅拌，保证冷却腔内循环液的温度均匀性，还可以加快气体循环液通过薄膜的速度，提高循环液的循环速度。

与现有技术相比，本发明具有以下优点：

本发明通过相应机构的设置，可以对涡轮泵进行高效散热，大大降低涡轮泵因长时间工作或者发动机燃烧室高温辐射的影响，进而可以大幅降低涡轮泵发生损坏的概率，保证液体推进燃料进入到发动机燃烧室内的效率，从而可以保证微小型火箭整体的推力，避免安全事故的发生。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本申请中记载的一些实施例，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是本申请一实施方式中一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置的部分结构示意图；

图2是图1中A处结构示意图；

图3是图1中B处结构示意图；

图4是图1中C处结构示意图；

图5本申请一实施方式中一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置的立体图；

图6是本申请一实施方式中监测系统的功能图。

图中：1.火箭主体、101.液体推进剂储箱、102.氧化剂储箱、103.涡轮泵放置腔、2.涡轮泵主体、201.第一抽液管、202.第二抽液管、203.隔热板、3.感热板、4.支撑板、401.薄膜、402.单向阀、403.冷却腔、404.换热腔、405.循环液、406.温度传感器、5.气泵、501.输气管、502.环形管、503.喷头、504.降温箱。

具体实施方式

以下将结合附图所示的各实施方式对本发明进行详细描述。但该等实施方式并不限制本发明，本领域的普通技术人员根据该等实施方式所做出的结构、方法、或功能上的变换均包含在本发明的保护范围内。

本发明公开了一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，参考图1-图6所示，包括火箭主体1、涡轮泵主体2和自散热机构。

其中，火箭主体1内设有液体推进剂储箱101、氧化剂储箱102和涡轮泵放置腔103，液体推进剂储箱101和氧化剂储箱102分别用于填充液体推进剂和氧化剂，涡轮泵放置腔103用于安装涡轮泵主体2。

另外，涡轮泵放置腔103设于液体推进剂储箱101和氧化剂储箱102的下侧，方便涡轮泵放置腔103内的涡轮泵主体2抽取液体推进剂和氧化剂，使得液体推进剂储箱101内的液体推进剂和氧化剂储箱102内的氧化剂能够在重力作用下排出，避免液体推进剂和液体氧化剂的浪费。

参考图1-图4所示，涡轮泵放置腔103内安装有涡轮泵主体2，涡轮泵主体2用于增压抽取液体推进剂和氧化剂并输送进发动机燃烧室，使得液体推进燃料在发动机燃烧室里充分燃烧，产生大量高压气体，以便推进火箭主体1的运行。

其中，涡轮泵主体2上连接有第一抽液管201、第二抽液管202和排液管，第一抽液管201和第二抽液管202分别与氧化剂储箱102和液体推进剂储箱101相连通，使得液体推进剂和氧化剂能够通过第二抽液管202和第一抽液管201进行流动，涡轮泵主体2通过第一抽液管201和第二抽液管202用于高压抽取氧化剂和液体推进剂，通过排液管将氧化剂和液体推进剂输送到发动机燃烧室内，使得液体推进燃料在发动机燃烧室里充分燃烧，产生大量高压气体，以便推进火箭主体1的运行。

另外，第一抽液管201和第二抽液管202均为金属材质，由于氧化剂和液体推进剂均为低温燃料，当氧化剂和液体推进剂分别在第一抽液管201和第二抽液管202内流动时，会产生冷气。

具体地，第一抽液管201和第二抽液管202螺旋缠绕在感热板3的外侧，即第一抽液管201和第二抽液管202均设于换热腔404内，用于对换热腔404内的循环液405进行降温，同时，当冷却腔403内气体循环液405通过薄膜401进入到换热腔404内时，遇到较冷的第一抽液管201和第二抽液管202可以加快气体循环液405的液化速度。

此外，由于第一抽液管201和第二抽液管202内的氧化剂和液体推进剂均处于流动状态，使得氧化剂和液体推进剂可以持续提供冷气效果，进而可以保证氧化剂和液体推进剂对换热腔404内循环液405的持续降温效果，避免换热腔404内循环液405的升温，从而可以保证循环液405的循环冷却效果。

优选的，涡轮泵主体2分别通过三通阀与第一抽液管201和第二抽液管202连接，用于抽取液体推进剂和氧化剂，排液管与火箭主体1的发动机燃烧室相连通，以便液体推进剂和氧化剂在发动机燃烧室内燃烧，进而可以产生推力。

参考图1-图4所示，涡轮泵放置腔103内安装有隔热板203，隔热板203与感热板3的侧壁固定连接，涡轮泵主体2安装在隔热板203上，用于支撑涡轮泵主体2，同时可以起到隔热的效果，避免涡轮泵主体2产生的热量对气泵5造成影响，从而可以保证气泵5安全稳定的运行。

参考图1-图4所示，涡轮泵主体2的外侧设有自散热机构，用于对涡轮泵主体2进行高效散热，避免涡轮泵主体2温度过高而发生损坏。

其中，自散热机构包括感热板3和支撑板4，感热板3和支撑板4均设于涡轮泵放置腔103内，感热板3用于接收涡轮泵主体2工作时产生的温度，以便将热量进行传递，支撑板4用于分割形成冷却腔403和换热腔404，支撑板4设于感热板3的外侧。

另外，支撑板4与感热板3之间形成有冷却腔403，支撑板4与火箭主体1内壁之间形成有换热腔404，冷却腔403和换热腔404内均填充有循环液405，利用循环液405的吸热汽化和遇冷液化的特性对涡轮泵主体2进行降温冷却。

优选的，感热板3为导热系数高的金属材质，用于接收涡轮泵主体2运行时传递的热量，以便利用自散热机构对涡轮泵主体2进行降温冷却，降低涡轮泵主体2发生损坏的概率。

具体地，支撑板4的侧壁上开凿有贯通槽，贯通槽内安装有薄膜401，薄膜401为透气膜，即气体可以通过薄膜401，液体不能通过薄膜401，进而可以利用薄膜401来遮挡液体循环液405，同时可以使得气体循环液405可以通过薄膜401，以便循环液405能够循环冷却涡轮泵主体2，大大提高循环液405整体的利用率。

此外，支撑板4上安装有多个单向阀402，单向阀402用于将换热腔404内的循环液405输入到冷却腔403内，实现冷却腔403内循环液405向换热腔404内的流通，以提高循环液405的循环利用效果。

优选的，循环液405为易挥发液体，用于提高循环液405对涡轮泵主体2的降温效果。

参考图1-图5所示，冷却腔403的上顶壁上安装有温度传感器406，温度传感器406用于监测冷却腔403内的气体温度，以便降温箱504的运行。

参考图1-图6所示，隔热板203的下侧安装有气泵5，用于产生高压气体，气泵5上连接有输气管501，输气管501贯通感热板3设置，用于输出气泵5产生的高压气体。

其中，输气管501位于冷却腔403内的一端连接有环形管502，环形管502上安装有多个均匀分布的喷头503，当气泵5运行时，气泵5可以产生高压气体，高压气体经过输气管501输送进入到环形管502内，通过环形管502上的多个喷头503喷射出，不仅可以对冷却腔403内的循环液405进行搅拌，保证冷却腔403内循环液405的温度均匀性，还可以加快气体循环液405通过薄膜401的速度，提高循环液405的循环速度。

另外，气泵5的一侧设有降温箱504，降温箱504内设有多个干冰粒子，降温箱504通过三通阀与输气管501相连通，且降温箱504上安装有控制阀，当温度传感器406监测到冷却腔403内的气体温度过高时，温度传感器406发送监测信号给火箭主体1的控制单元，火箭主体1的控制单元控制降温箱504上的控制阀打开，使得降温箱504内的干冰粒子在高压气体的作用下，能够从降温箱504中流出，并沿着输气管501进入到环形管502内，通过喷头503喷射出，溶于冷却腔403内的循环液405中，可以起到快速降温循环液405的作用，大大提高冷却腔403内循环液405对涡轮泵主体2的降温效果，避免涡轮泵主体2因高温而发生损坏。

具体使用时，涡轮泵主体2通过第一抽液管201和第二抽液管202分别抽取氧化剂储箱102和液体推进剂储箱101内的氧化剂和液体推进剂，并通过排液管将氧化剂和液体推进剂输送进入到发动机的燃烧室内，使得液体推进燃料在发动机燃烧室里充分燃烧，产生大量高压气体，以便推进火箭主体1的运行；

当涡轮泵主体2持续运动较长时间后，涡轮泵主体2会升温，并产生热量，感热板3用于接收涡轮泵主体2产生的热量，由于冷却腔403内的循环液405整体温度较低，较冷的循环液405会吸收感热板3传递的热量，使得感热板3降温，进而可以对涡轮泵主体2进行降温；

当循环液405持续吸收一定热量后，循环液405开始挥发，变成气体循环液405，气体循环液405可以通过薄膜401进入到换热腔404内，由于第一抽液管201和第二抽液管202内的氧化剂和液体推进剂温度较低，且处于流动状态，第一抽液管201和第二抽液管202均为金属材质，使得气体循环液405在遇到较冷的第一抽液管201和第二抽液管202时，迅速液化，并在换热腔404内汇聚，随着冷却腔403内的循环液405持续汽化，冷却腔403内的循环液405含量下降，换热腔404内的循环液405的液体含量增加，当换热腔404内的循环液405与冷却腔403内循环液405产生压力差时，换热腔404内的循环液405通过单向阀402进入到冷却腔403内；

在火箭主体1的发动机运行时，火箭主体1的控制单元还会控制气泵5运行，气泵5产生高压气体，高压气体通过输气管501进入到环形管502内，在环形管502上的多个喷头503的作用下喷射出，用于对冷却腔403内的循环液405进行搅拌，使得从换热腔404进入到冷却腔403内的循环液405温度均匀，避免循环液405出现温度差；

同时，冷却腔403内温度传感器406还可以监测冷却腔403内的气体温度，当气体温度过高时，温度传感器406发送监测信号给火箭主体1的控制单元，火箭主体1的控制单元控制降温箱504上的控制阀打开，使得降温箱504内的干冰粒子在高压气体的作用下，能够从降温箱504中流出，并沿着输气管501进入到环形管502内，通过喷头503喷射出，溶于冷却腔403内的循环液405中，可以起到快速降温循环液405的作用，大大提高冷却腔403内循环液405对涡轮泵主体2的降温效果，避免涡轮泵主体2因高温而发生损坏，最大限度的保证涡轮泵主体2的安全运行。

由以上技术方案可以看出，本发明具有以下有益效果：

本发明通过相应机构的设置，可以对涡轮泵进行高效散热，大大降低涡轮泵因长时间工作或者发动机燃烧室高温辐射的影响，进而可以大幅降低涡轮泵发生损坏的概率，保证液体推进燃料进入到发动机燃烧室内的效率，从而可以保证微小型火箭整体的推力，避免安全事故的发生。

对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施例加以描述，但并非每个实施例仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (6)

1.一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，其特征在于，包括火箭主体(1)，所述火箭主体(1)内设有液体推进剂储箱(101)、氧化剂储箱(102)和涡轮泵放置腔(103)，所述液体推进剂储箱(101)和氧化剂储箱(102)分别用于填充液体推进剂和氧化剂，所述涡轮泵放置腔(103)内安装有涡轮泵主体(2)，所述涡轮泵主体(2)上连接有第一抽液管(201)、第二抽液管(202)和排液管，所述第一抽液管(201)和第二抽液管(202)分别与氧化剂储箱(102)和液体推进剂储箱(101)相连通，所述涡轮泵主体(2)通过第一抽液管(201)和第二抽液管(202)用于抽取氧化剂和液体推进剂进入到发动机燃烧室内，以便火箭主体(1)产生推力，所述涡轮泵主体(2)的外侧设有自散热机构，用于对涡轮泵主体(2)进行散热，避免涡轮泵主体(2)温度过高而发生损坏；

所述自散热机构包括感热板(3)和支撑板(4)，所述感热板(3)和支撑板(4)均设于涡轮泵放置腔(103)内，所述支撑板(4)设于感热板(3)的外侧，所述支撑板(4)与感热板(3)之间形成有冷却腔(403)，所述支撑板(4)与火箭主体(1)内壁之间形成有换热腔(404)，所述冷却腔(403)和换热腔(404)内均填充有循环液(405)，所述感热板(3)为导热系数高的金属材质，用于接收涡轮泵主体(2)运行时传递的热量，以便利用自散热机构对涡轮泵主体(2)进行降温冷却，降低涡轮泵主体(2)发生损坏的概率，所述支撑板(4)的侧壁上开凿有贯通槽，所述贯通槽内安装有薄膜(401)，所述支撑板(4)上安装有多个单向阀(402)，所述单向阀(402)用于将换热腔(404)内的循环液(405)输入到冷却腔(403)内。

2.根据权利要求1所述的一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，其特征在于，所述涡轮泵放置腔(103)设于所述液体推进剂储箱(101)和氧化剂储箱(102)的下侧，方便涡轮泵放置腔(103)内的涡轮泵主体(2)抽取液体推进剂和氧化剂。

3.根据权利要求1所述的一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，其特征在于，所述涡轮泵主体(2)分别通过三通阀与第一抽液管(201)和第二抽液管(202)连接，所述排液管与火箭主体(1)的发动机燃烧室相连通。

4.根据权利要求1所述的一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，其特征在于，所述涡轮泵放置腔(103)内安装有隔热板(203)，所述隔热板(203)与感热板(3)的侧壁固定连接，所述涡轮泵主体(2)安装在隔热板(203)上。

5.根据权利要求4所述的一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，其特征在于，所述隔热板(203)的下侧安装有气泵(5)，所述气泵(5)上连接有输气管(501)，所述输气管(501)贯通所述感热板(3)设置。

6.根据权利要求5所述的一种基于液体燃料的自散热微小型火箭推进装置，其特征在于，所述输气管(501)位于所述冷却腔(403)内的一端连接有环形管(502)，所述环形管(502)上安装有多个均匀分布的喷头(503)。

Images