CN209976663U - 推进系统的动力机构、推进系统及液体火箭系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供一种推进系统的动力机构、推进系统及液体火箭系统，动力机构包括发动机、过渡部件和储气装置。发动机具有燃烧室及具有储液腔的集合器；过渡部件设在燃烧室上且接收来自燃烧室的热量，过渡部件具有第一内腔；储气装置具有储气腔，其出气口适于连接于推力器；第一内腔的两端分别连通于储液腔和储气腔；推进系统包括动力机构和推力器；液体火箭系统包括箭体、推进系统和飞行体。此结构的推进系统的动力机构，只要发动机工作便可持续向推力器中提供气体，推力器便可持续产生推力，能够持续调整飞行器或轨道器的姿态动作；同时发动机工作时在空中向储气腔中供气，避免在地面提前向气瓶内充气，减少地面充气设备的成本。

Description

推进系统的动力机构、推进系统及液体火箭系统

技术领域

本实用新型涉及液体火箭技术领域，具体涉及一种推进系统的动力机构、推进系统及液体火箭系统。

背景技术

液体火箭中的航天飞行器或轨道器运行过程中，需要对飞行器或轨道器姿态进行调整，需要在液体火箭的驱动结构中单独设置一个推进装置，来驱动飞行器或轨道器进行适当的运动，以调整所需的姿态。现有的推进装置主要是通过冷气推进实现，其主要包括设在箭体上的气瓶及推力器，提前在气瓶内贮存一定量的气体介质，然后将气体排出产生推力以驱动推力器驱动飞行器或轨道器动作，但气瓶内的气体排放后，就不能持续对推力器提供动力，难以持续地调整飞行器或轨道器的飞行动作；同时，在地面提前对气瓶内充气的充气系统复杂，成本高。

实用新型内容

因此，本实用新型所要解决的技术问题在于现有技术的液体火箭中的推进装置的动力机构不能够持续对推力器提供动力及在地面提前充气的结构复杂、成本高。

为此，本实用新型提供一种推进系统的动力机构，包括

发动机，具有燃烧室及具有储液腔的集合器；

过渡部件，设在所述燃烧室上且接收来自所述燃烧室的热量；所述过渡部件具有第一内腔；

储气装置，具有储气腔，其出气口适于连接于推力器；

所述第一内腔的两端分别连通于所述储液腔和所述储气腔。

可选地，上述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述过渡部件设在所述燃烧室的外壁面上。

可选地，上述的推进系统的动力机构，所述过渡部件套设在所述燃烧室外。

可选地，上述的推进系统的动力机构，所述过渡部件为夹套。

可选地，上述的推进系统的动力机构，所述过渡部件上设有至少一个第一出口；

还包括设在所述第一出口与所述燃烧室入口之间的回流管路；

所述第一内腔与所述储气腔通过设在所述回流管路上的第一管路连通。

可选地，上述的推进系统的动力机构，还包括设在所述第一管路上的第一阀门。

可选地，上述的推进系统的动力机构，所述第一阀门为单向阀。

可选地，上述的推进系统的动力机构，所述储气装置包括储气瓶及设在所述储气瓶出气口上的第二阀门；

所述储气瓶的进气口与所述第一内腔连通。

本实用新型提供一种推进系统，包括

上述中任一项所述的推进系统的动力机构；

至少一个推力器，设在箭体上。

本实用新型提供一种液体火箭系统，包括

箭体；

上述的推进系统；

飞行体，受所述推进系统的推力器的驱动而运动。

本实用新型技术方案，具有如下优点：

1.本实用新型提供的推进系统的动力机构，包括发动机、过渡部件和储气装置。发动机具有燃烧室及具有储液腔的集合器；过渡部件设在燃烧室上并具有第一内腔，第一内腔的一端连通储液腔，储液腔向过渡部件的第一内腔供应液态的推进剂，液态的推进剂在第一内腔中吸收来自燃烧室的热量被加热气化形成气态介质；第一内腔的另一端连通储气装置的储气腔，部分气态介质从第一内腔进入储气腔，储气腔的出气口连接于推力器；推力器将气体排出后产生推力驱动飞行器或轨道器动作。

此结构的推进系统的动力机构，只要发动机工作便可持续向推力器中提供气体，推力器便可持续产生推力，能够持续调整飞行器或轨道器的动作；同时发动机工作时在空中向储气腔中供气，避免在地面提前向气瓶内充气，减少地面充气设备的成本。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型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实用新型的一些实施方式，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为本实用新型实施例2中提供的推进系统的示意图。

附图标记说明：

1-发动机；2-夹套；21-第一内腔；22-第一出口；3-储气瓶；4-电磁阀；5-回流管路；6-第一管路；7-单向阀；8-推力器；9-第二管路。

具体实施方式

下面将结合附图对本实用新型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实用新型一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本实用新型中的实施例，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，都属于本实用新型保护的范围。

在本实用新型的描述中，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实用新型和简化描述，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实用新型的限制。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。

在本实用新型的描述中，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实用新型中的具体含义。

此外，下面所描述的本实用新型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。

实施例1

本实施例提供一种推进系统的动力机构，如图1所示，其包括发动机1、夹套2、储气瓶3和电磁阀4。

其中，发动机1具有燃烧室及具有储液腔的集合器，燃烧室设置在发动机的推力室头部的右侧；夹套2套设在燃烧室外且接收来自燃烧室的热量；夹套2具有第一内腔21；如图1所示，推进系统的动力机构还包括回流管路5和第一管路6，夹套2上设有一个第一出口22，第一出口22与回流管路5的入口连通，回流管路5的出口与燃烧室的入口连通；第一管路6设在回流管路5上，第一管路6的入口与回流管路5连通，第一管路6的出口与储气瓶3的进气口连通；电磁阀4设在储气瓶3的出气口上；最佳地，在第一管路6上还设有单向阀7。夹套2的第一进口通过第二管路9连接于集合器的储液腔。

此实施方式的推进系统的动力机构进行工作时，发动机1点火工作，液体推进剂从集合器的储液腔流经第二管路9进入夹套2的第一内腔21中，夹套2套设在发动机1的燃烧室的外壁面上，液体推进剂在夹套2内从第一进口流向第一出口22，燃烧室内的火焰加热燃烧室，被加热的燃烧室再加热套设在其外壁面上的夹套，进而对夹套内的液体推进剂进行加热，液体推进剂加热气化形成气体介质，气体介质到达第一出口22并从第一出口22进入回流管路5，一部分气体介质经回流管路5流入推力室，在推力室的头部开设有许多小孔，气体介质经小孔流入推力室的燃烧室中，使气体介质均匀、定量地流入推力室的燃烧室内，保证燃烧室燃烧均匀、稳定。打开第一管路6上的单向阀7，另一部分的气体介质经第一管路6流入储气瓶3中，通过储气瓶3出气口上的电磁阀4控制气体介质流入推力器8中，比如，流入推力器中的气体为常温气体。只要发动机1工作便可持续向储气瓶3中提供气体，从而持续向推力器8提供动力，能够持续调整飞行器或轨道器的动作；同时发动机1工作时在空中向储气腔中供气，避免在地面提前向气瓶内充气，减少地面充气设备的成本。

作为实施例1的第一个可替换的实施方式，储气瓶3出气口上的电磁阀4还可以为其它阀体，比如球阀和蝶阀，只要设在储气瓶3出气口上的阀体能够控制储气瓶3中的气体介质进入推力器8或将气体介质与推力器8隔断即可。

作为实施例1的第二个可替换的实施方式，第一管路6上还可以不设置单向阀7，气体介质直接从回流管路5流入第一管路6然后进入储气瓶3中。

作为实施例1的第三个可替换的实施方式，在夹套2上还可以设置两个出口，分别为第一出口22和第二出口，第一出口22与回流管路5连通，第二出口与第一管路6连通，一部分气体介质从回流管路5流回燃烧室，另一部分气体从第一管路6进入储气瓶3。

作为进一步地变形，在第一出口22和燃烧室之间还可以不设回流管路5，夹套2的第一出口22直接与储气瓶3的进气口连通，气体介质从第一出口22直接进入储气瓶3中。

作为实施例1的第四个可替换的实施方式，过渡部件还可以为其它部件，比如长条形的储箱，只要液体推进剂能够在过渡部件中吸收燃烧室的热量气化成气体介质流出即可。

作为进一步地变形，过渡部件还可以设在燃烧室外部，只要过渡部件与燃烧室的距离能够使过渡部件中的液体推进剂从燃烧室吸收足够的热量气化即可；或者过渡部件采用耐高温材料制成，也可设置在燃烧室内部。

实施例2

本实施例提供一种推进系统，如图1所示，其包括实施例1中的推进系统的动力机构和推力器8。

其中，储气瓶3的出气口与推力器8的进气口连通，推力器8设在箭体上。储气瓶向推力器中供应气体介质，推力器排出气体产生推力。

实施例3

本实施例提供一种液体火箭系统，包括实施例2中的推进系统、箭体和飞行体。储气瓶3向推力器8中供应气体介质，推力器8排出气体介质产生推力，飞行体受推力驱动完成适当的动作。

通过多个推力器的多种组合实现飞行体的姿态控制、轨道变换或修正、速度修正等运动。比如，六个推力器分别设置在箭体头部的上、下、左、右侧和箭体的前、后侧，每个推力器上设有阀门，根据需要实现的运动来打开或者关闭推力器上的阀门。例如，当飞行体需要仰头时，打开飞行体头部下侧和飞行体后侧推力器的阀门，两个推力器排出气体分别产生向上和向前的推力，实现飞行体仰头的姿态。

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实用新型创造的保护范围之中。

Claims (10)

1.一种推进系统的动力机构，其特征在于，包括

发动机(1)，具有燃烧室及具有储液腔的集合器；

过渡部件，设在所述燃烧室上且接收来自所述燃烧室的热量；所述过渡部件具有第一内腔(21)；

储气装置，具有储气腔，其出气口适于连接于推力器(8)；

所述第一内腔(21)的两端分别连通于所述储液腔和所述储气腔。

2.根据权利要求1所述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述过渡部件设在所述燃烧室的外壁面上。

3.根据权利要求2所述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述过渡部件套设在所述燃烧室外。

4.根据权利要求3所述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述过渡部件为夹套(2)。

5.根据权利要求1-4中任一项所述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述过渡部件上设有至少一个第一出口(22)；

还包括设在所述第一出口(22)与所述燃烧室入口之间的回流管路(5)；

所述第一内腔(21)与所述储气腔通过设在所述回流管路(5)上的第一管路(6)连通。

6.根据权利要求5所述的推进系统的动力机构，其特征在于，还包括设在所述第一管路(6)上的第一阀门。

7.根据权利要求6所述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述第一阀门为单向阀(7)。

8.根据权利要求1-4中任一项所述的推进系统的动力机构，其特征在于，所述储气装置包括储气瓶(3)及设在所述储气瓶(3)出气口上的第二阀门；

所述储气瓶(3)的进气口与所述第一内腔(21)连通。

9.一种推进系统，其特征在于，包括

权利要求1-8中任一项所述的推进系统的动力机构；

至少一个推力器(8)，设在箭体上。

10.一种液体火箭系统，其特征在于，包括

箭体；

权利要求9所述的推进系统；

飞行体，受所述推进系统的推力器(8)的驱动而运动。

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