CN114658565B - 一种推进装置和发动机及飞行器 - Google Patents

Abstract

本发明涉及航天设备技术领域，具体涉及一种推进装置和发动机及飞行器。所述推进装置包括：燃烧室，所述燃烧室形成类球形的容腔；第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室内；第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室内；喷管，所述喷管与燃烧室相连通。本发明提供的推进装置，与原有带有长圆筒状的燃烧室的推进装置相比，所述推进装置通过设置带有类球形容腔的燃烧室，在保证燃烧室容积的前提下减小了燃烧室的长度，从而在保证推进剂燃烧效率的同时减小了火箭发动机的整体长度，有利于优化火箭发动机的空间结构。

Description

一种推进装置和发动机及飞行器

技术领域

本发明涉及航天设备技术领域，具体涉及一种推进装置和发动机及飞行器。

背景技术

燃烧室是液体推进剂组织燃烧的区域，是将化学能转化为动能进而产生动力的反应区域，是液体火箭发动机推力室的重要组成部分。液体推进剂在燃烧室内混合的越均匀，燃烧效率越高。

目前液体火箭发动机的燃烧室为了提高燃烧效率，使推进剂燃烧充分，其结构多为长圆筒状，以延长推进剂在从喉部喷出前的燃烧路径，从而提高燃烧效率。这种结构导致燃烧室在空间上占据过多的位置，进而加大了发动机整体的外廓；同时圆筒状燃烧室的空间对称性不佳，对喷注装置均一性要求极高，否则极容易发生燃烧不均匀现象。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中燃烧室在提高燃烧效率的同时占据发动机的整体长度过长的缺陷，从而提供一种能够在提高燃烧效率的同时缩短其自身在发动机中所占的整体长度的推进装置。

为解决上述技术问题，本发明提供的推进装置，包括：

燃烧室，所述燃烧室形成类球形的容腔；

第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室内；

第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室内；

喷管，所述喷管与燃烧室相连通。

可选的，所述第一推进剂喷射单元包括：

第一推进剂流道，其一端位于所述燃烧室内，另一端至少部分地延伸至所述燃烧室的外部并形成第一推进剂入口；

第一喷嘴，设置于所述第一推进剂流道上位于所述燃烧室内的一端；所述第一喷嘴适于将第一推进剂通入所述燃烧室内。

可选的，所述第一推进剂流道位于所述燃烧室内的一端形成第一集流腔；所述第一喷嘴开设于所述第一集流腔的外周壁上。

可选的，所述第一集流腔构造为球形。

可选的，所述第二推进剂喷射单元包括：

第二推进剂流道，环绕所述燃烧室外周壁设置；所述第二推进剂流道开设有第二推进剂入口；

第二喷嘴，贯穿形成于所述燃烧室的外周壁上；所述第二喷嘴适于将所述第二推进剂流道内的第二推进剂通入所述燃烧室内。

可选的，所述第一喷嘴与所述第二喷嘴一一对应设置。

可选的，每个所述第一喷嘴与相对应的所述第二喷嘴的喷出方向相反且在同一轴线上。

可选的，所述燃烧室靠近推进方向的一侧开设有点火孔。

可选的，第一喷嘴与第二喷嘴集中于靠近所述点火孔的一侧。

本发明还提供一种发动机，包括：发动机本体，以及上述的推进装置。

本发明还提供一种飞行器，包括飞行器本体，以及上述的发动机。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的推进装置，包括：燃烧室，所述燃烧室形成类球形的容腔；第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室内；第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室内；喷管，所述喷管与燃烧室相连通；与原有带有长圆筒状的燃烧室的推进装置相比，所述推进装置通过设置带有类球形容腔的燃烧室，在保证燃烧室容积的前提下减小了燃烧室的长度，从而在保证推进剂燃烧效率的同时减小了火箭发动机的整体长度，有利于优化火箭发动机的空间结构。

2.本发明提供的推进装置，设置有第一推进剂喷射单元；所述第一推进剂喷射单元包括第一推进剂流道和第一喷嘴；所述第一推进剂流道位于所述燃烧室内的一端形成第一集流腔，另一端至少部分地延伸至所述燃烧室的外部并形成第一推进剂入口；所述第一喷嘴开设于所述第一集流腔的外周壁上；所述第一集流腔与所述燃烧室之间形成燃烧腔，所述燃烧腔相对空间轴线L1和/或空间轴线L2呈空间对称分布；通过在所述第一集流腔与所述燃烧室之间形成具有高度的空间对称性的燃烧腔，使得推进剂能够充分地互击碰撞雾化混合，燃烧更加均匀，从而提高推进剂在所述燃烧室内的燃烧效率。

3.本发明提供的推进装置，设置有第二推进剂喷射单元；所述第二推进剂喷射单元包括第二推进剂流道和第二喷嘴；所述第二推进剂流道环绕所述燃烧室外周壁设置；所述第二推进剂流道开设有第二推进剂入口；所述第二喷嘴贯穿形成于所述燃烧室的外周壁上，且每组所述第二喷嘴在所述燃烧室的外周壁上均匀分布；所述第二喷嘴通过与所述第一喷嘴在所述燃烧室内形成具有高度空间对称性的喷射阵列，从而保证推进剂能够更加充分地互击碰撞雾化混合，燃烧更加均匀，提高推进剂在所述燃烧室内的燃烧效率。

4.本发明提供的推进装置，所述第一喷嘴与所述第二喷嘴设置有多组，多组所述第一喷嘴均匀设置于所述第一集流腔的外周壁上；多组所述第二喷嘴均匀设置于所述燃烧室的外周壁上；所述第一喷嘴与所述第二喷嘴数量相同且一一对应；每个所述第一喷嘴与相对应的所述第二喷嘴的喷出方向相反且在同一轴线上,以使第一推进剂和第二推进剂能够充分碰撞雾化混合，从而提高推进剂在所述燃烧室内的燃烧效率。

5.本发明提供的推进装置，所述燃烧室靠近推进方向的一侧开设有点火孔；所述点火孔位于所述燃烧室靠近推进方向的一侧；通过将所述第一喷嘴与所述第二喷嘴集中于靠近所述点火孔的一侧，当第一推进剂和第二推进剂互击碰撞雾化混合并燃烧时，燃烧形成的高温燃气向远离所述点火孔的一侧集聚，继而背离所述推进方向由所述喷管喷出，从而减少了所述燃烧室内的气流紊乱现象，增强了所述推进装置的稳定性。

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为本发明推进装置的剖面结构示意图；

图2为图1中A处的放大图。

附图标记说明：

10、燃烧室；11、点火孔；12、喷口；21、第一推进剂流道；22、第一喷嘴；23、第一推进剂入口；24、第一集流腔；31、第二推进剂流道；32、第二喷嘴；33、第二推进剂入口；40、喷管。

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。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“垂直”、“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，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

本实施例提供的推进装置，包括：

燃烧室10，所述燃烧室10形成类球形的容腔；

第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室10内；

第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室10内；

喷管40，所述喷管40与燃烧室10相连通。

需要说明的是，所述推进方向指的是图1、图2中箭头所指的“P”方向；所述空间轴线L1穿过所述燃烧室10的球心并且与所述推进方向垂直；所述空间轴线L2穿过所述燃烧室10的球心并且与所述推进方向平行。

可选的，所述推进装置包括燃烧室10，所述燃烧室10形成类球形的容腔，从而在保证燃烧室容积的前提下减小燃烧室的长度，进而减小火箭发动机的整体长度。

可选的，所述燃烧室10内部的容腔相对空间轴线L1和/或空间轴线L2呈空间对称分布。

可选的，所述燃烧室10上相对所述推进方向开设有喷口12；所述喷管40通过所述喷口12与所述燃烧室10连通；所述喷管40的喷出方向与所述推进方向相反。

可选的，所述第一推进剂和所述第二推进剂在所述燃烧室10内相撞雾化混合，经点火装置点燃，并在所述燃烧室10内燃烧形成高温燃气，高温燃气由所述喷管40喷出，并对所述喷管40产生反作用力，从而对所述推进装置产生推力。

结合图1所示，本实施例中，所述推进装置包括：燃烧室10，所述燃烧室10形成类球形的容腔；第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室10内；第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室10内；喷管40，所述喷管40与燃烧室10相连通；与原有带有长圆筒状的燃烧室的推进装置相比，所述推进装置通过设置带有类球形容腔的燃烧室10，在保证燃烧室容积的前提下减小了燃烧室的长度，从而在保证推进剂燃烧效率的同时减小了火箭发动机的整体长度，有利于优化火箭发动机的空间结构。

具体地，所述第一推进剂喷射单元包括：

第一推进剂流道21，其一端位于所述燃烧室10内，另一端至少部分地延伸至所述燃烧室10的外部并形成第一推进剂入口23；

第一喷嘴22，设置于所述第一推进剂流道21上位于所述燃烧室10内的一端；所述第一喷嘴22适于将第一推进剂通入所述燃烧室10内。

可选的，所述第一推进剂喷射单元包括第一推进剂流道21和第一喷嘴22；所述第一推进剂流道21一端位于所述燃烧室10内，另一端沿推进方向至少部分地延伸至所述燃烧室10的外部并形成第一推进剂入口23，所述第一推进剂入口23适于将第一推进剂通入所述第一推进剂流道21内；所述第一喷嘴22设置于所述第一推进剂流道21上位于所述燃烧室10内的一端；所述第一喷嘴22适于将第一推进剂通入所述燃烧室10内。

可选的，所述第一推进剂流道21与所述燃烧室10相对空间轴线L2呈空间对称分布。

具体地，所述第一推进剂流道21位于所述燃烧室10内的一端形成第一集流腔24；所述第一喷嘴22开设于所述第一集流腔24的外周壁上。

可选的，所述第一推进剂流道21位于所述燃烧室10内的一端形成第一集流腔24；所述第一集流腔24相对空间轴线L1和/或空间轴线L2呈空间对称分布；所述第一喷嘴22开设于所述第一集流腔24的外周壁上。

可选的，所述第一喷嘴22均匀设置于所述第一集流腔24的外周壁上。

具体地，所述第一集流腔24构造为球形。

可选的，所述第一集流腔24构造为球形；所述第一集流腔24与所述燃烧室10的空间对称中心在同一直线上。

可选的，所述第一集流腔24与所述燃烧室10之间形成燃烧腔；所述燃烧腔相对空间轴线L1和/或空间轴线L2呈空间对称分布。

结合图1、图2所示，本实施例中，所述推进装置设置有第一推进剂喷射单元；所述第一推进剂喷射单元包括第一推进剂流道21和第一喷嘴22；所述第一推进剂流道21位于所述燃烧室10内的一端形成第一集流腔24，另一端至少部分地延伸至所述燃烧室10的外部并形成第一推进剂入口23；所述第一喷嘴22开设于所述第一集流腔24的外周壁上；所述第一集流腔24与所述燃烧室10之间形成燃烧腔，所述燃烧腔相对空间轴线L1和/或空间轴线L2呈空间对称分布；通过在所述第一集流腔24与所述燃烧室10之间形成具有高度的空间对称性的燃烧腔，使得推进剂能够充分地互击碰撞雾化混合，燃烧更加均匀，从而提高推进剂在所述燃烧室10内的燃烧效率。

作为变形，所述第一喷嘴22还可以由所述第一集流腔24向外延伸形成预设长度的第一射流管；所述第一射流管适于将第一推进剂由所述第一推进剂流道21通入所述燃烧室10内。

具体地，所述第二推进剂喷射单元包括：

第二推进剂流道31，环绕所述燃烧室10外周壁设置；所述第二推进剂流道31开设有第二推进剂入口33；

第二喷嘴32，贯穿形成于所述燃烧室10的外周壁上；所述第二喷嘴32适于将所述第二推进剂流道31内的第二推进剂通入所述燃烧室10内。

可选的，所述第二推进剂喷射单元包括第二推进剂流道31和第二喷嘴32；所述第二推进剂流道31相对空间轴线L1环绕所述燃烧室10外周壁设置；所述第二推进剂流道31开设有第二推进剂入口33；所述第二推进剂入口33适于将第二推进剂通入所述第二推进剂流道31；所述第二喷嘴32贯穿形成于所述燃烧室10的外周壁上；所述第二喷嘴32适于将所述第二推进剂流道31内的第二推进剂通入所述燃烧室10内。

可选的，所述第二喷嘴32均匀设置于所述燃烧室10的外周壁上。

可选的，所述第二推进剂流道31与所述燃烧室10相对空间轴线L2呈空间对称分布。

结合图1、图2所示，本实施例中，所述推进装置设置有第二推进剂喷射单元；所述第二推进剂喷射单元包括第二推进剂流道31和第二喷嘴32；所述第二推进剂流道31环绕所述燃烧室10外周壁设置；所述第二推进剂流道31开设有第二推进剂入口33；所述第二喷嘴32贯穿形成于所述燃烧室10的外周壁上，且每组所述第二喷嘴32在所述燃烧室10的外周壁上均匀分布；所述第二喷嘴32通过与所述第一喷嘴22在所述燃烧室10内形成具有高度空间对称性的喷射阵列，从而保证推进剂能够更加充分地互击碰撞雾化混合，燃烧更加均匀，提高推进剂在所述燃烧室10内的燃烧效率。

作为变形，所述第二喷嘴32还可以由所述燃烧室10的外周壁向内延伸形成预设长度的第二射流管；所述第二射流管适于将第二推进剂由所述第二推进剂流道31通入所述燃烧室10内；所述第二射流管与所述第一射流管一一对应设置。

作为变形，所述第二推进剂流道31还可以环绕所述燃烧室10内周壁设置；所述第二推进剂入口33开设于所述燃烧室10的外周壁上；所述第二喷嘴32贯穿形成于所述第二推进剂流道31靠近所述燃烧室10中心的一侧；所述第二喷嘴32适于将所述第二推进剂流道31内的第二推进剂通入所述燃烧室10内。

具体地，所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32一一对应设置。

可选的，所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32设置有多组，且所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32一一对应设置；多组所述第一喷嘴22均匀设置于所述第一集流腔24的外周壁上；多组所述第二喷嘴32均匀设置于所述燃烧室10的外周壁上；所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32数量相同且一一对应。

具体地，每个所述第一喷嘴22与相对应的所述第二喷嘴32的喷出方向相反且在同一轴线上。

可选的，每个所述第一喷嘴22与相对应的所述第二喷嘴32的喷出方向相反且在同一轴线上,以使第一推进剂和第二推进剂能够充分碰撞雾化混合。

结合图1、图2所示，本实施例中，所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32设置有多组，多组所述第一喷嘴22均匀设置于所述第一集流腔24的外周壁上；多组所述第二喷嘴32均匀设置于所述燃烧室10的外周壁上；所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32数量相同且一一对应；每个所述第一喷嘴22与相对应的所述第二喷嘴32的喷出方向相反且在同一轴线上,以使第一推进剂和第二推进剂能够充分碰撞雾化混合，从而提高推进剂在所述燃烧室10内的燃烧效率。

具体地，所述燃烧室10靠近推进方向的一侧开设有点火孔11。

可选的，所述燃烧室10靠近推进方向的一侧开设有点火孔11；所述点火孔11位于轴线L1靠近推进方向的一侧；点火装置通过所述点火孔11与所述燃烧腔连通。

具体地，第一喷嘴22与第二喷嘴32集中于靠近所述点火孔11的一侧。

需要说明的是，所述第一喷嘴22以及所述第二喷嘴32的数量、分布可以根据实际使用情况调整，不仅限于图中所示情况；所述点火孔11的数量及位置可以根据实际使用情况调整，不仅限于图中所示情况；所述燃烧室10以及所述喷管40可以设计为夹层结构以对其进行冷却，不仅限于图中所示的单壁结构；所述喷管40包括但不限于15°锥形喷管、拉瓦尔喷管以及其余型面喷管。

可选的，第一喷嘴22与第二喷嘴32集中于靠近所述点火孔11的一侧；所述第一喷嘴22喷射出第一推进剂，所述第二喷嘴32喷射出第二推进剂，第一推进剂和第二推进剂互击碰撞雾化混合，充分碰撞雾化混合后的推进剂被点燃燃烧形成高温燃气并向远离所述点火孔11的一侧集聚，继而由所述喷管40喷出，从而对所述推进装置产生推力。

结合图1、图2所示，本实施例中，所述燃烧室10靠近推进方向的一侧开设有点火孔11；所述点火孔11位于所述燃烧室10靠近推进方向的一侧；通过将所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32集中于靠近所述点火孔11的一侧，当第一推进剂和第二推进剂互击碰撞雾化混合并燃烧时，燃烧形成的高温燃气向远离所述点火孔11的一侧集聚，继而背离所述推进方向由所述喷管40喷出，从而减少了所述燃烧室10内的气流紊乱现象，增强了所述推进装置的稳定性。

可选的，所述推进装置为一体化设计，通过3D打印一体化成型技术，将所述燃烧室10、所述第一推进剂喷射单元、所述第二推进剂喷射单元以及所述喷管40的结构集成于一体，在保证燃烧室燃烧效率的前提下，极大地简化了推进装置的整体结构，减少了接口和/或焊缝，降低了工艺难度，提高了推进装置的内表面质量，节约了生产成本。

所述推进装置的工作原理如下：

所述推进装置在工作过程中，第一推进剂由所述第一推进剂入口23通入所述第一推进剂流道21，再经由所述第一喷嘴22通入所述燃烧室10内；第二推进剂由所述第二推进剂入口33通入所述第二推进剂流道31，再经由所述第二喷嘴32通入所述燃烧室10内；由于所述第一喷嘴22与所述第二喷嘴32一一对应设置，且每个所述第一喷嘴22与相对应的所述第二喷嘴32的喷出方向相反且在同一轴线上，使得所述第一推进剂与所述第二推进剂能够在所述燃烧室10内充分碰撞雾化混合；由于所述燃烧室10靠近推进方向的一侧开设有点火孔11，点火装置通过所述点火孔11将充分混合后的推进剂点燃，推进剂燃烧形成高温燃气并向远离所述点火孔11的一侧集聚，继而由所述喷管40喷出，从而对所述推进装置产生推力。

本发明还提供一种发动机，具体为液体火箭发动机，包括：发动机本体，以及上述的推进装置，在本实施例中，可以在第一推进剂喷射单元和第二推进剂喷射单元对应设置不同的推进剂，并在所述燃烧室10内互击碰撞雾化混合并燃烧。

本发明还提供一种飞行器，具体为火箭飞行器，包括飞行器本体，以及上述的发动机。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (5)

1.一种推进装置，其特征在于，包括：

燃烧室（10），所述燃烧室（10）形成类球形的容腔；

第一推进剂喷射单元，适于将第一推进剂通入燃烧室（10）内；

第二推进剂喷射单元，适于将第二推进剂通入燃烧室（10）内；

喷管（40），所述喷管（40）与燃烧室（10）相连通；

第一推进剂流道（21），其一端位于所述燃烧室（10）内，另一端至少部分地延伸至所述燃烧室（10）的外部并形成第一推进剂入口（23）；

第一喷嘴（22），设置于所述第一推进剂流道（21）上位于所述燃烧室（10）内的一端；所述第一喷嘴（22）适于将第一推进剂通入所述燃烧室（10）内；

所述第一推进剂流道（21）位于所述燃烧室（10）内的一端形成第一集流腔（24）；所述第一喷嘴（22）开设于所述第一集流腔（24）的外周壁上；所述第一集流腔（24）构造为球形；

所述第二推进剂喷射单元包括：第二推进剂流道（31），环绕所述燃烧室（10）外周壁设置；所述第二推进剂流道（31）开设有第二推进剂入口（33）；第二喷嘴（32），贯穿形成于所述燃烧室（10）的外周壁上；所述第二喷嘴（32）适于将所述第二推进剂流道（31）内的第二推进剂通入所述燃烧室（10）内；

所述第一喷嘴（22）与所述第二喷嘴（32）一一对应设置；每个所述第一喷嘴（22）与相对应的所述第二喷嘴（32）的喷出方向相反且在同一轴线上。

2.根据权利要求1所述的推进装置，其特征在于，所述燃烧室（10）靠近推进方向的一侧开设有点火孔（11）。

3.根据权利要求2所述的推进装置，其特征在于，第一喷嘴（22）与第二喷嘴（32）集中于靠近所述点火孔（11）的一侧。

4.一种发动机，其特征在于，包括：发动机本体，以及权利要求1-3中任意一项所述的推进装置。

5.一种飞行器，其特征在于，包括：飞行器本体，以及权利要求4所述的发动机。