CN212615072U - 变推力泵压式液体火箭发动机系统 - Google Patents

Abstract

本实用新型属于航空航天动力技术领域，尤其涉及一种变推力泵压式液体火箭发动机系统。该系统的燃料泵具有输入端和两个输出端，燃料泵的输入端和燃料源连接，氧化剂泵具有输入端和两个输出端，氧化剂泵的输入端和氧化剂源连接，推力室分别和燃料泵的一个输出端以及氧化剂泵的一个输出端连接，燃气发生器分别和燃料泵的另一个输出端以及氧化剂泵的另一个输出端连接，第一可调汽蚀文氏管设置在燃气发生器和燃料泵的另一个输出端之间，第二可调汽蚀文氏管设置在燃气发生器和氧化剂泵的另一个输出端之间，本实用新型可实现对发动机推力的调节，以适应火箭的回收和载荷的入轨。

Description

变推力泵压式液体火箭发动机系统

技术领域

本实用新型属于航空航天动力技术领域，尤其涉及一种变推力泵压式液体火箭发动机系统。

背景技术

液体火箭发动机是航天运载火箭的主动力装置，具有推力大、比冲高、系统结构复杂等特点。传统液体火箭发动机为简化系统构成、降低研制难度、提高可靠性，通常设计成仅能工作在额定推力，而不具备在工作工程中实时调节推力的能力。

随着空间载荷种类数量和种类日益增多，对于运载火箭任务适应性的要求愈来愈高，一箭发射多轨多星逐渐成为运载火箭的主要工作模式。另一方面，传统一次性使用火箭成本高昂，已逐渐无法适应商业航天大规模、低成本发射的需求，发射后回收和可重复使用成为了目前运载火箭发展的重点方向。

无论是对于火箭的回收还是载荷的入轨，都需要火箭发动机具备推力实时可调节的能力。

实用新型内容

针对上述现有技术存在的不足，本实用新型提供一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，以使火箭发动机具备推力实时可调节的能力。

本实用新型的技术方案为：

一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，所述系统包括：

燃料泵，所述燃料泵具有输入端和两个输出端，所述燃料泵的输入端和燃料源连接；

氧化剂泵，所述氧化剂泵具有输入端和两个输出端，所述氧化剂泵的输入端和氧化剂源连接；

推力室，所述推力室分别和所述燃料泵的一个输出端以及所述氧化剂泵的一个输出端连接；

燃气发生器，所述燃气发生器分别和所述燃料泵的另一个输出端以及所述氧化剂泵的另一个输出端连接；

第一可调汽蚀文氏管，所述第一可调汽蚀文氏管设置在所述燃气发生器和所述燃料泵的另一个输出端之间；

第二可调汽蚀文氏管，所述第二可调汽蚀文氏管设置在所述燃气发生器和氧化剂泵的另一个输出端之间；

涡轮，所述涡轮和所述燃气发生器连接。

进一步地，所述涡轮还依次和所述燃料泵以及所述氧化剂泵连接。

进一步地，所述推力室和所述燃料泵的一个输出端之间设置有第一控制阀；

所述推力室和所述氧化剂泵的一个输出端之间设置有第二控制阀。

进一步地，所述燃气发生器和所述第一可调汽蚀文氏管之间设置有第三控制阀；

所述燃气发生器和所述第二可调汽蚀文氏管之间设置有第四控制阀。

进一步地，所述第一可调汽蚀文氏管和所述第一可调汽蚀文氏管均包括：

第一阀体；

驱动电机，所述驱动电机的固定端固定设置在所述第一阀体上，所述驱动电机的输出轴可沿所述第一阀体的轴向做伸缩运动；

第二阀体，所述第二阀体具有相对的第一端和第二端，所述第一阀体安装在所述第二阀体的第一端上，所述第二阀体内设置有通孔，所述通孔沿所述第二阀体的轴向贯通设置，所述第二阀体的周面上设置有入口；

阀杆，所述阀杆沿其轴向依次为第一段、第二段以及第三段，所述阀杆的第一段和所述驱动电机的输出轴连接，所述阀杆的第二段为圆柱状，所述阀杆的第二段间隙配合地贯穿所述通孔，所述阀杆的第三段为圆锥体，所述圆锥体从所述第二段向所述第三段的方向的直径逐渐缩小；

第三阀体，所述第三阀体安装在所述第二阀体的第二端上，所述第三阀体内开设有文氏管，所述入口和所述文氏管相通，所述文氏管具有收缩段、喉部和扩张段，所述文氏管的收缩段靠向所述第二阀体，所述文氏管的喉部和所述阀杆的第二段的直径相匹配，所述阀杆的第二段以及第三段可插入到所述文氏管中。

进一步地，所述文氏管的喉部为圆柱状。

进一步地，所述第一阀体内设置有空腔，所述空腔面向所述第二阀体的一端敞口，所述空腔的侧壁连接在所述第二阀体的第一端上，所述驱动电机固定设置在所述空腔内。

更进一步地，还包括对所述第一阀体加热的加热组件；

所述空腔的侧壁和所述第二阀体的第一端之间设置有隔热垫。

进一步地，所述阀杆的第一段的端部设置有凹槽，所述驱动电机的输出轴可拆卸地插入到所述凹槽中；

所述驱动电机的输出轴上套装有隔热套。

进一步地，所述第二阀体的第二端上设置有安装孔；

所述第三阀体过盈配合地插入到所述安装孔中本实用新型的有益效果是：

本实用新型所提供的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统在使用时，燃料进入发动机后，先由燃料泵进行增压，增压后的燃料分为两路，一路进入推力室内参与燃烧，另一路经过第一可调汽蚀文氏管进入燃气发生器参与燃烧；而氧化剂进入发动机后，先由氧化剂泵进行增压，增压后的氧化剂分为两路，一路进入推力室内参与燃烧产生推力，另一路经过第二可调汽蚀文氏管后进入燃气发生器参与燃烧，推力室内燃料和氧化剂反应产生的高压高温燃气喷出，燃气发生器产生的高温燃气驱动涡轮，产生推力。

当发动机工作过程中需调节推力时，通过调节第一可调汽蚀文氏管和第二可调汽蚀文氏管的节流面积，以改变进入燃气发生器的燃料和氧化剂的流量，即改变了涡轮的燃气工质流量，从而改变了涡轮的输入功率，进而实现对发动机推力的调节，以适应火箭的回收和载荷的入轨。

附图说明

为了更清楚地说明本实用新型实施例中的技术方案，下面将对实施例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实用新型的一些实施例，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为本实用新型实施例的一种可调汽蚀文氏管的结构示意图；

图2为本实用新型实施例的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统的结构示意图。

具体实施方式

下面将结合本实用新型实施例中的附图，对本实用新型实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。

首先，本实用新型实施例公开了一种可调汽蚀文氏管。

图1为本实用新型实施例的一种可调汽蚀文氏管的结构示意图，结合图1，其包括第一阀体1、驱动电机8、第二阀体3、阀杆6以及第三阀体7。

结合图1，本实用新型实施例中，驱动电机8的固定端固定设置在第一阀体1上，驱动电机8的输出轴可沿第一阀体1的轴向做伸缩运动。

结合图1，本实用新型实施例的第二阀体3具有相对的第一端和第二端，第一阀体1安装在第二阀体3的第一端上，第二阀体3内设置有通孔，通孔沿第二阀体3的轴向贯通设置，第二阀体3的周面上设置有入口9，流体可从入口9中流入到第二阀体3中。

结合图1，本实施例中，阀杆6沿其轴向依次为第一段、第二段以及第三段，阀杆6的第一段和驱动电机8的输出轴连接，即在驱动电机8的驱动下，可带动阀杆6移动。本实用新型实施例中，阀杆6的第二段为圆柱状，阀杆6的第二段间隙配合地贯穿通孔，阀杆6的第二段和通孔之间可设置有密封圈，当阀杆6在通孔中移动时，可防止从入口9流入到流体流入到第一阀体1中，阀杆6的第三段为圆锥体，圆锥体从第二段向第三段的方向的直径逐渐缩小。

本实用新型实施例的第三阀体7安装在第二阀体3的第二端上，第三阀体7内开设有文氏管10，上述入口9和文氏管10相通，从而可以将从入口9中流入到第二阀体3中的流体经文氏管10排出，文氏管10具有收缩段、喉部和扩张段，文氏管10的收缩段靠向第二阀体3，文氏管10的喉部和阀杆6的第二段的直径相匹配，阀杆6的第二段以及第三段可插入到文氏管10中。

通过本实用新型实施例所提供的一种可调汽蚀文氏管调节输入的流体流量时，流体从第二阀体3的入口9流入到文氏管10中输入，通过控制驱动电机1的输出轴的伸缩，带动阀杆 6在文氏管10中移动，当阀杆6处于初始状态，此时，阀杆6并未进入到文氏管10中，流体流量最大，由于阀杆10的第三段为圆锥体，圆锥体从第二段向第三段的方向的直径逐渐缩小，当阀杆10的第三段在文氏管10的喉部移动时，阀杆6的第三段和文氏管10的喉部之间的间隙得以改变，从而可控制流量大小，当阀杆6的第二段移动至文氏管10的喉部时，由于文氏管10的喉部和阀杆6的第二段的直径相匹配，此时，无流体从文氏管10中排出，流体流量最小。

结合图1，本实用新型实施例中，第一阀体1内设置有空腔，空腔面向第二阀体3的一端敞口，空腔的侧壁连接在第二阀体3的第一端上，以实现第一阀体1在第二阀体3的一端上的安装，驱动电机8即固定设置在空腔内。

具体地，本实用新型实施例中，空腔的侧壁可以通过螺栓的方式连接在第二阀体3的第一端上。

本实用新型实施例的可调汽蚀文氏管还可包括对第一阀体1加热的加热组件，由于火箭发动机处于极冷的工况下工作，设置加热组件可对第一阀体1进行加热，避免低温介质影响驱动电机8的工作环境温度，能有效提高电机工作的可靠性。

本实用新型实施例的加热组件可以为电加热丝或电加热片，本实用新型实施例对此不作限制。

进一步地，结合图1，本实施例中，空腔的侧壁和第二阀体3的第一端之间设置有隔热垫2，以防止加热的第一阀体1传热至第二阀体3，对流体的工作温度造成影响。

避免低温介质影响驱动机构1的工作环境温度，能有效提高电机工作的可靠性。

本实施例中，隔热垫2的材料可以为聚酰亚胺。

结合图1，本实用新型实施例中，阀杆6的第一段的端部设置有凹槽11，驱动电机8的输出轴可拆卸地插入到该凹槽11中。

进一步地，驱动电机8的输出轴可通过扩口销4连接在该凹槽11中，并且，驱动电机8 的输出轴上套装有隔热套5，不仅可防止对阀体6的加热，还可具有避免隔热套5摩擦划伤作用。

同样，本实用新型实施例的隔热套5的材质也可选用聚酰亚胺。

本实用新型实施例中，阀杆6的第二段上可设置有密封圈，以防止流体从阀杆6的第二段和第二阀体3内的通孔之间泄漏至第一阀体1内的空腔内。

本实用新型实施例中，阀杆6的第三段的端部为弧形，可防止装配时阀杆6的第三段的端部碰伤。

本实用新型实施例中，文氏管10的喉部为圆柱状，可有助于流体压力恢复和流量稳定。

本实用新型实施例中，第二阀体3的第二端上设置有安装孔，第三阀体7过盈配合地插入到安装孔中，以实现第三阀体7在第二阀体3上的装配。

结合图1，本实用新型实施例中，第三阀体3的周面上设置有限位环12，限位环12紧贴第二阀体3的第二端设置，以提高第三阀体7在第二阀体3上的装配的可靠性。

进一步地，结合图1，本实用新型实施例中，第三阀体3可以和限位环12一体成型，且限位环可通过螺栓连接在第二阀体3的第二端上，以进一步提高第三阀体7在第二阀体3上的装配的可靠性。

本实用新型实施例的可调汽蚀文氏管的工作过程为：

流体从第二阀体3的入口9流入，到达文氏管10后先进入收缩段加速，由伯努利原理可知流体速度的增加将导致静压下降。当静压降到当地温度的饱和蒸汽压以下管内会发生汽蚀现象，此时流量只受入口压力、喉部直径和介质的饱和蒸汽压所影响，而不受下游出口压力的影响。基于此原理，可以通过调节喉部通流面积对流量进行控制。经过喉部后，流体先通过一小段直线段，保证汽蚀更充分，提高流量的稳定性。最后再通过扩张段减速静压升高，大于饱和蒸汽压后蒸发的流体再次冷凝并从出口管路流出。

本实施例通过驱动电机提供动力，并带动阀杆6移动，可通过控制中心向驱动电机发送指令，控制阀杆6位移一定的距离，而阀杆6伸入喉部的第三段为圆锥状，位移会导致阀杆 6位于喉部的横截面积的改变，阀杆6和喉部的间隙面积相应变化，这就实现了对喉部通流面积的控制。

本实用新型实施例提供的可调汽蚀文氏管，通过驱动电机控制阀杆的移动即可实现流体流量的大小，结构简单，精度高，具有很好的实用性。

另外，基于上述可调汽蚀文氏管，本实用新型实施例还提供了一种变推力泵压式液体火箭发动机系统。

图2为本实用新型实施例的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统的结构示意图，结合图2，本实用新型实施例的发动机系统包括燃料泵13、氧化剂泵14、推力室15、燃气发生器 16、第一可调汽蚀文氏管17、第二可调汽蚀文氏管18以及涡轮19。

结合图2，燃料泵13具有输入端和两个输出端，燃料泵13的输入端和燃料源连接，氧化剂泵14具有输入端和两个输出端，氧化剂泵14的输入端和氧化剂源连接，推力室15分别和燃料泵13的一个输出端以及氧化剂泵14的一个输出端连接，燃气发生器16分别和燃料泵 13的另一个输出端以及氧化剂泵14的另一个输出端连接，第一可调汽蚀文氏管17设置在燃气发生器16和燃料泵13的另一个输出端之间，第二可调汽蚀文氏管18设置在燃气发生器 16和氧化剂泵14的另一个输出端之间，而涡轮19和燃气发生器16连接。

本实用新型实施例中的第一可调汽蚀文氏管17和第二可调汽蚀文氏管18均为上述可调汽蚀文氏管，第一可调汽蚀文氏管17的入口和燃料泵13的另一个输出端连接，第一可调汽蚀文氏管17的扩张段和燃气发生器16连接，第二可调汽蚀文氏管18的入口和氧化剂泵14 的另一个输出端之间，第二可调汽蚀文氏管18的扩张段和推力室15连接。

本实用新型实施例所提供的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统在使用时，燃料进入发动机后，先由燃料泵进行增压，增压后的燃料分为两路，一路进入推力室内参与燃烧，另一路经过第一可调汽蚀文氏管进入燃气发生器参与燃烧；而氧化剂进入发动机后，先由氧化剂泵进行增压，增压后的氧化剂分为两路，一路进入推力室内参与燃烧产生推力，另一路经过第二可调汽蚀文氏管后进入燃气发生器参与燃烧，推力室内燃料和氧化剂反应产生的高压高温燃气喷出，燃气发生器产生的高温燃气驱动涡轮，产生推力。

当发动机工作过程中需调节推力时，通过调节第一可调汽蚀文氏管和第二可调汽蚀文氏管的节流面积，以改变进入燃气发生器的燃料和氧化剂的流量，即改变了涡轮的燃气工质流量，从而改变了涡轮的输入功率，进而实现对发动机推力的调节，以适应火箭的回收和载荷的入轨。

进一步地，结合图2，本实用新型实施例的涡轮19还依次和燃料泵13以及氧化剂泵14 连接，这样可也带动燃料泵13和氧化剂泵14工作。

结合图2，本实用新型实施例中，推力室15和燃料泵13的一个输出端之间设置有第一控制阀20，以控制二者之间的通断；而推力室15和氧化剂泵14的一个输出端之间设置有第二控制阀21，以控制二者之间的通断；同样，燃气发生器16和第一可调汽蚀文氏管17之间设置有第三控制阀22，以控制二者之间的通断，燃气发生器16和第二可调汽蚀文氏管18之间设置有第四控制阀23，也控制二者之间的通断。

综上所述，基于可调汽蚀文氏管的变推力泵压式液体火箭发动机系统，可对燃气发生器燃料流量和氧化剂流量进行调节，进而调节燃料泵和氧化剂泵流量，即调节发动机总流量，从而达到调节发动机推力的目的，具有很好的实用价值。

以下所举实施例为本实用新型的较佳实施方式，仅用来方便说明本实用新型，并非对本实用新型作任何形式下的限制，任何所述技术领域中具有通常知识者，若在不脱离本实用新型所提技术特征的范围内，利用本实用新型所揭示技术内容所作出局部更动或修饰的等效实施例，并且未脱离本实用新型的技术特征内容，均仍属于本实用新型技术特征的范围内。

Claims (10)

1.一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述系统包括：

燃料泵，所述燃料泵具有输入端和两个输出端，所述燃料泵的输入端和燃料源连接；

氧化剂泵，所述氧化剂泵具有输入端和两个输出端，所述氧化剂泵的输入端和氧化剂源连接；

推力室，所述推力室分别和所述燃料泵的一个输出端以及所述氧化剂泵的一个输出端连接；

燃气发生器，所述燃气发生器分别和所述燃料泵的另一个输出端以及所述氧化剂泵的另一个输出端连接；

第一可调汽蚀文氏管，所述第一可调汽蚀文氏管设置在所述燃气发生器和所述燃料泵的另一个输出端之间；

第二可调汽蚀文氏管，所述第二可调汽蚀文氏管设置在所述燃气发生器和所述氧化剂泵的另一个输出端之间；

涡轮，所述涡轮和所述燃气发生器连接。

2.根据权利要求1所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述涡轮还依次和所述燃料泵以及所述氧化剂泵连接。

3.根据权利要求1所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述推力室和所述燃料泵的一个输出端之间设置有第一控制阀；

所述推力室和所述氧化剂泵的一个输出端之间设置有第二控制阀。

4.根据权利要求1所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述燃气发生器和所述第一可调汽蚀文氏管之间设置有第三控制阀；

所述燃气发生器和所述第二可调汽蚀文氏管之间设置有第四控制阀。

5.根据权利要求1-4任一项所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述第一可调汽蚀文氏管和所述第一可调汽蚀文氏管均包括：

第一阀体；

驱动电机，所述驱动电机的固定端固定设置在所述第一阀体上，所述驱动电机的输出轴可沿所述第一阀体的轴向做伸缩运动；

第二阀体，所述第二阀体具有相对的第一端和第二端，所述第一阀体安装在所述第二阀体的第一端上，所述第二阀体内设置有通孔，所述通孔沿所述第二阀体的轴向贯通设置，所述第二阀体的周面上设置有入口；

阀杆，所述阀杆沿其轴向依次为第一段、第二段以及第三段，所述阀杆的第一段和所述驱动电机的输出轴连接，所述阀杆的第二段为圆柱状，所述阀杆的第二段间隙配合地贯穿所述通孔，所述阀杆的第三段为圆锥体，所述圆锥体从所述第二段向所述第三段的方向的直径逐渐缩小；

第三阀体，所述第三阀体安装在所述第二阀体的第二端上，所述第三阀体内开设有文氏管，所述入口和所述文氏管相通，所述文氏管具有收缩段、喉部和扩张段，所述文氏管的收缩段靠向所述第二阀体，所述文氏管的喉部和所述阀杆的第二段的直径相匹配，所述阀杆的第二段以及第三段可插入到所述文氏管中。

6.根据权利要求5所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述文氏管的喉部为圆柱状。

7.根据权利要求5所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述第一阀体内设置有空腔，所述空腔面向所述第二阀体的一端敞口，所述空腔的侧壁连接在所述第二阀体的第一端上，所述驱动电机固定设置在所述空腔内。

8.根据权利要求7所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，还包括对所述第一阀体加热的加热组件；

所述空腔的侧壁和所述第二阀体的第一端之间设置有隔热垫。

9.根据权利要求5所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述阀杆的第一段的端部设置有凹槽，所述驱动电机的输出轴可拆卸地插入到所述凹槽中；

所述驱动电机的输出轴上套装有隔热套。

10.根据权利要求5所述的一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，其特征在于，所述第二阀体的第二端上设置有安装孔；

所述第三阀体过盈配合地插入到所述安装孔中。

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