CN114291294B - 低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器，包括头部、身部以及电嘴。头部包括喷注体，喷注体内部形成有燃烧室；电嘴电嘴的一端延伸至燃烧室内部。喷注体上自靠近电嘴向远离电嘴依次设置有氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔、旋流燃料喷注孔以及高热阻结构孔，且氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔以及旋流燃料喷注孔三者均与燃烧室连通。身部与喷注体远离电嘴的一侧连接，且与燃烧室连通。飞行器采用上述的低温双组元推进剂的姿控发动机。本发明通过设置电嘴的端面位于氧化剂喷注孔的截面上游且保持一定距离，有助于减少低温推进剂对电嘴冷吹导致的发火性能下降的情况发生，从而有助于提升点火可靠性，有助于提高姿控发动机的工作可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及火箭驱动设备领域，具体地，涉及一种低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器。
背景技术
高性能无毒化学推进技术已经成为液体火箭发动机的主流发展方向，基于液氧甲烷、液氧液氢等等低温推进剂组合，在运载火箭等领域具有非常广泛等应用前景。与常规四氧化二氮/肼类推进剂组合的发动机相比，低温无毒推进剂组合为非自燃推进剂组合，需要采取额外的点火结构来实现发动机的工作。同时，低温小推力的姿控发动机由于流量小，高温燃烧室的热反浸对进入头部的推进剂的状态有很大的影响，对发动机结构的设计提出了更高的要求。
现有公开号为CN113090414A的中国专利，其公开了一种姿控发动机。姿控发动机包括推力室，推力室的头部具有混合腔；第一电磁阀具有第一通道，第一电磁阀与推力室相连接，控制第一电磁阀可使第一通道可选择地与混合腔相连通；第二电磁阀，第二电磁阀具有第二通道，第二电磁阀与推力室相连接，控制第二电磁阀可使第二通道可选择地与混合腔相连通；密封圈，所述密封圈设置于第一电磁阀与推力室的连接处，第一电磁阀为氧化剂电磁阀。
发明人认为低温小推力的姿控发动机由于流量小，高温燃烧室的热反浸对进入头部的推进剂的状态有很大的影响，对发动机结构的设计提出了更高的要求。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种低温双组元推进剂的姿控发动机。
根据本发明提供的一种低温双组元推进剂的姿控发动机,包括：头部、身部以及电嘴；
所述头部包括喷注体，所述喷注体内部形成有燃烧室；
所述电嘴设置于所述头部，且所述电嘴的一端延伸至所述燃烧室内部；
所述喷注体上自靠近所述电嘴向远离所述电嘴依次设置有氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔、旋流燃料喷注孔以及高热阻结构孔，且所述氧化剂喷注孔、所述自击燃料喷注孔以及所述旋流燃料喷注孔三者均与所述燃烧室连通；
所述身部与所述喷注体远离所述电嘴的一侧连接，且与所述燃烧室连通。
优选地，所述电嘴延伸至所述燃烧室内部的端面与所述氧化剂喷注孔的截面的距离为2～4mm。
优选地，所述氧化剂喷注孔用于向所述燃烧室喷入液态低温氧化剂，且所述氧化剂喷注孔通过氧阀控制打开或闭合。
优选地，所述自击燃料喷注孔用于向所述燃烧室喷入液态燃料，且所述自击燃料喷注孔通过燃阀控制打开或闭合。
优选地，所述旋流燃料喷注孔用于向所述燃烧室喷入液态燃料，且所述旋流燃料喷注孔通过燃阀控制打开或闭合。
优选地，所述旋流燃料喷注孔包括带倾角下旋孔，且下旋倾角为0～10°。
优选地，所述氧阀和所述燃阀对称且斜向设置在所述头部的两侧。
优选地，所述高热阻结构孔绕所述燃烧室的中心轴均匀设置在所述喷注体的外侧。
优选地，所述身部呈拉瓦尔喷管形状，包括依次设置的收缩端、窄喉以及扩张端；
所述收缩端与所述喷注体紧固连接，且所述收缩端的截面直径大于或等于所述燃烧室的截面直径。
根据本发明提供的一种飞行器，采用上述的低温双组元推进剂的姿控发动机。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、本发明通过设置电嘴的端面位于氧化剂喷注孔的截面上游且保持一定距离，使得液氧自击雾化形成的回流经电嘴放电点燃，有助于减少低温推进剂对电嘴冷吹导致的发火性能下降的情况发生，从而有助于提升点火可靠性，有助于提高电嘴结构安全，进而有助于延长姿控发动机的使用寿命，有助于提高姿控发动机的工作可靠性。
2、本发明通过旋流燃料喷注孔采取切向下旋的方式，有助于提高燃烧室的结构安全，有助于降低高温燃气对头部的传热，从而有助于确保推进剂供应状态，进而提高发动机工作稳定性。
3、本发明通过高热阻结构孔绕中心轴均匀设置在喷注体的外侧，有助于减少燃烧室与头部的热传导面积，从而有助于降低身部对头部对热返浸，进而有助于确保低温推进剂喷前温度，有助于提高发动机工作稳定性。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明主要体现低温双组元推进剂的姿控发动机整体结构的示意图；
图2为本发明主要体现头部结构的剖面示意图；
图3为本发明主要体现高热阻结构孔剖视图。
图中所示：
头部1 身部2 氧阀3
燃阀4 电嘴5 壳体11
喷注体12 氧化剂喷注孔121 自击燃料喷注孔122
旋流燃料喷注孔123 高热阻结构孔124
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
实施例1
如图1和图2所示，根据本发明提供的一种低温双组元推进剂的姿控发动机，包括头部1、身部2以及电嘴5。头部1包括壳体11和喷注体12，喷注体12内部形成有燃烧室，喷注体12用于推进剂喷雾燃烧及隔热，壳体11作为安装基础。电嘴5设置于头部1的中心位置，且电嘴5的一端延伸至燃烧室内部。喷注体12上自靠近电嘴5至远离电嘴5依次设置有氧化剂喷注孔121、自击燃料喷注孔122、旋流燃料喷注孔123以及高热阻结构孔124，且氧化剂喷注孔121、自击燃料喷注孔122以及旋流燃料喷注孔123三者均与燃烧室连通。身部2与喷注体12远离电嘴5的一侧连接，且与燃烧室连通。
液体低温氧化剂通过喷注体12上的氧化剂喷注孔121喷入燃烧室内部，液体燃料分成两部分通过喷注体12上的自击燃料喷注孔122和旋流燃料喷注孔123分别喷入燃烧室内部，液体低温氧化剂和液体燃料在燃烧室内部进行雾化掺混，并在电嘴5的作用下点燃，产生高温高压燃气，由身部2喷出，实现发动机的正常工作。
氧化剂喷注孔121通过氧阀3控制打开或闭合，自击燃料喷注孔122和旋流燃料喷注孔123二者均通过燃阀4控制打开或闭合。氧阀3和燃阀4对称且斜向安装在壳体11的两侧，氧阀3通过管道与氧化剂喷注孔121连通，燃阀4通过管道分别与燃料喷注孔122和旋流燃料喷注孔123连通，液体低温氧化剂和液体燃料分别通过对应的管道经过喷注体12喷入燃烧室。
液态低温氧化剂通过氧阀3进入头部1，由氧化剂喷注孔121喷入燃烧室内部，在燃烧室内发生雾化，部分回流至电嘴5的端面附近被电火花点着。液态燃料通过燃阀4进入头部1，一部分由自击燃料喷注孔122喷入，与被点着的氧化剂发生掺混并形成初始火焰。另一部分液态燃料由旋流燃料孔123旋入燃烧室，与初始火焰进行充分燃烧，实现发动机的正常工作。
进一步的，旋流燃料喷注孔123包括带倾角下旋孔，且下旋倾角为0～10°。旋流燃料喷注孔123采取切向下旋的方式，形成的贴壁液膜对燃烧室壁面进行冷却，从而提高燃烧室热结构安全。同时，将主燃烧场下移，降低高温燃气对头部1的传热，确保了低温姿控发动机推进剂供应状态，提高了发动机工作稳定性。
电嘴5设置于头部1的中心位置，一端安装在壳体11上，另一端延伸至燃烧室内部。电嘴5延伸至燃烧室内部的端面与氧化剂喷注孔121的截面的距离为2～4mm，且电嘴5的端面位于氧化剂喷注孔121的上游，可有效确保电嘴5可靠点火和电嘴5的结构安全。液体低温氧化剂自击雾化形成的回流经电嘴5放电点燃，有效避免了常规点火方式中低温推进剂对电嘴5冷吹导致的发火性能下降，点火可靠性高，且有效提高了电嘴5的结构安全，延长了姿控发动机的使用寿命，提高了姿控发动机的工作可靠性。
如图3所示，高热阻结构孔124绕中心轴均匀设置在喷注体12的外侧，使燃烧室与头部的热传导面积大幅降低，有效减少传热面积能够降低对头部的热传导，从而降低身部对头部对热返浸，进而确保低温推进剂喷前温度，提高了发动机工作稳定性。
身部2呈拉瓦尔喷管形状，包括依次设置的收缩端、窄喉以及扩张端。收缩端与喷注体12紧固连接，且收缩端的截面直径大于或等于燃烧室的截面直径，确保燃气室内的燃气压强维持在预定的压强。通过拉瓦尔喷管先收敛后扩张的几何结构使管内燃气流速增加，高速燃气的喷出产生推力，实现发动机的正常工作。
本发明使得低温姿控发动机在流量小的情况下，较好的完成头部预冷，减少了稳态及脉冲工作过程热返浸严重导致推进剂汽化问题的发生，从而确保发动机工作稳定可靠，具有结构简单、可靠性高等优点，可满足姿控动力系统的使用要求。
实施例2
基于实施例1，一种飞行器，采用上述的低温双组元推进剂的姿控发动机。低温姿控发动机在流量小的情况下，较好的完成头部预冷，发动机的结构简单，且工作稳定可靠，从而提高了飞行器的工作效率。
工作原理
液态低温氧化剂通过氧阀3进入头部1，由氧化剂喷注孔121喷入燃烧室内部，在燃烧室内发生雾化，部分回流至电嘴5的端面附近被电火花点着。液态燃料通过燃阀4进入头部1，一部分由自击燃料喷注孔122喷入，与被点着的氧化剂发生掺混并形成初始火焰。另一部分液态燃料由旋流燃料孔123旋入燃烧室，与初始火焰进行充分燃烧，产生高温高压燃气，由身部2喷出，实现发动机的正常工作。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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申请和简化描述，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申请的限制。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。
Claims (8)
1.一种低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，包括：头部(1)、身部(2)以及电嘴(5)；
所述头部(1)包括喷注体(12)，所述喷注体(12)内部形成有燃烧室；
所述电嘴(5)设置于所述头部(1)，且所述电嘴(5)的一端延伸至所述燃烧室内部；
所述喷注体(12)上自靠近所述电嘴(5)向远离所述电嘴(5)依次设置有氧化剂喷注孔(121)、自击燃料喷注孔(122)、旋流燃料喷注孔(123)以及高热阻结构孔(124)，且所述氧化剂喷注孔(121)、所述自击燃料喷注孔(122)以及所述旋流燃料喷注孔(123)三者均与所述燃烧室连通；
所述身部(2)与所述喷注体(12)远离所述电嘴(5)的一侧连接，且与所述燃烧室连通；
所述高热阻结构孔(124)绕所述燃烧室的中心轴均匀设置在所述喷注体(12)的外侧。
2.如权利要求1所述的低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，所述电嘴(5)延伸至所述燃烧室内部的端面与所述氧化剂喷注孔(121)的截面的距离为2～4mm。
3.如权利要求1所述的低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，所述氧化剂喷注孔(121)用于向所述燃烧室喷入液态低温氧化剂，且所述氧化剂喷注孔(121)通过氧阀(3)控制打开或闭合；
所述自击燃料喷注孔(122)用于向所述燃烧室喷入液态燃料，且所述自击燃料喷注孔(122)通过燃阀(4)控制打开或闭合。
4.如权利要求1所述的低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，所述旋流燃料喷注孔(123)用于向所述燃烧室喷入液态燃料，且所述旋流燃料喷注孔(123)通过燃阀(4)控制打开或闭合。
5.如权利要求1所述的低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，所述旋流燃料喷注孔(123)包括带倾角下旋孔，且下旋倾角为0～10°。
6.如权利要求3所述的低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，所述氧阀(3)和所述燃阀(4)对称且斜向设置在所述头部(1)的两侧。
7.如权利要求1所述的低温双组元推进剂的姿控发动机，其特征在于，所述身部(2)呈拉瓦尔喷管形状，包括依次设置的收缩端、窄喉以及扩张端；
所述收缩端与所述喷注体(12)紧固连接，且所述收缩端的截面直径大于或等于所述燃烧室的截面直径。
8.一种飞行器，其特征在于，采用如权利要求1-7任一所述的低温双组元推进剂的姿控发动机。
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