基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机
阅读说明：本技术 基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机 (Variable-thrust normal-temperature liquid propellant rocket engine based on hydraulic double-regulation system ) 是由 朱韶华 孟彤 刘红军 胡一凡 徐震 黄铎铎 黄希文 张静瑀 郭美含 安山 张峻铭 于 2020-09-16 设计创作，主要内容包括：本发明公开了基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机,包括：底座,为一腔体结构,其后端用于与烧室轴向连接。针栓孔,轴向开设于底座的中轴线。针栓孔内设置有一第一滑动密封分割件,针栓孔的位于第一滑动密封分割件的后部为第一导流部。文氏管,轴向开设于底座上,为一前端开口,后端封闭的孔,其内设置有一第二滑动密封分割件。在文氏管内套设有文氏杆,与第二滑动密封分割件固定连接,文氏杆的前端连接有一动力机构,后端连接有一针头,该针头设置于第二导流部内。该基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机采用一个电机实现了推力在大范围内可调,调节范围可达到1：10,且减轻了发动机的重量。(The invention discloses a variable thrust normal temperature liquid propellant rocket engine based on a hydraulic double-regulation system, which comprises: the base is of a cavity structure, and the rear end of the base is axially connected with the burning chamber. The pintle hole is axially arranged on the central axis of the base. The pintle hole is internally provided with a first sliding seal partition part, and the rear part of the pintle hole, which is positioned on the first sliding seal partition part, is a first flow guide part. The venturi is axially arranged on the base and is a hole with an opening at the front end and a closed rear end, and a second sliding sealing partition piece is arranged in the venturi. The venturi tube is internally sleeved with a venturi rod which is fixedly connected with the second sliding sealing partition piece, the front end of the venturi rod is connected with a power mechanism, the rear end of the venturi rod is connected with a needle head, and the needle head is arranged in the second flow guide part. This become thrust normal atmospheric temperature liquid propellant rocket engine based on hydraulic pressure bitonic system adopts a motor to realize that thrust is adjustable in a large scale, and the control range can reach 1: 10 and the weight of the engine is reduced.)
【技术领域】
本发明属于变推力火箭发动机技术领域，尤其涉及基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机。
【背景技术】
变推力火箭发动机是指推力可调节的火箭发动机。该发动机可根据飞行任务或火箭设计的需要，如在地球上垂直起飞或着陆和在月球或其他星球上起飞或降落，为降低飞行中火箭的过载等需求，对火箭发动机的推力进行大范围的调节。航天运输系统的动力装置采用变推力发动机，可以实现最佳推力控制，从而使运载能力达到最大；载人航天的主动段飞行使用变推力发动机进行推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全；对于空间飞行器的交会对接与轨道机动，变推力发动机可以提高操纵控制的灵活性。
要实现火箭发动机的变推力目标，就需要用到流量调节系统。现有的调节系统结构复杂，且集成度低。
【
发明内容
】本发明的目的是提供一种基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机，采用一个电机实现了推力在大范围内可调，调节范围可达到1：10，且减轻了发动机的重量。
本发明采用以下技术方案：.基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机，包括：
底座，为一腔体结构，其后端用于与燃烧室轴向连接。
针栓孔，轴向开设于底座的中轴线，后端开口，为燃料出口；
针栓孔内设置有一第一滑动密封分割件，针栓孔的位于第一滑动密封分割件的后部为第一导流部，第一导流部用于盛接导流燃料。
文氏管，轴向开设于底座上，为一前端开口，后端封闭的孔，其内设置有一第二滑动密封分割件，文氏管的位于第二滑动密封分割件的后部为第二导流部，第二导流部连有燃料供给管道；第二导流部与第一导流部相连通，并将燃料导入第一导流部，由燃料出口喷入燃烧室。
在文氏管内套设有文氏杆，与第二滑动密封分割件固定连接，文氏杆的前端连接有一动力机构，后端连接有一针头，该针头设置于第二导流部内。
动力机构用于带动文氏杆前后运动，以改变针头与第二导流部间的间隙大小，进而调节经过该间隙的燃料的流量。
进一步地，该针栓孔内设置有针栓杆，针栓杆与针栓孔之间设置有第一固定密封件，第一滑动密封件安装在针栓杆上。针栓孔上位于第一滑动密封分割件的前部的腔体为第一调压部，在针栓杆的后端安装具有螺旋喷出口的针栓头，针栓头与第一导流部的端部形成燃料喷注口。
文氏管的位于第二滑动密封分割件的前部的腔体为第二调压部，文氏杆前段与第二调压部之间环向设置有第二固定密封件。
第一调压部内安装有第三滑动密封件，第三滑动密封件将第一调压部的内腔前后分别为第一液压腔和第二液压腔。文氏杆上、且位于第二调压部内安装有第四滑动密封件，第四滑动密封件将第二调压部前后分为第一注压腔和第二注压腔。
第一注压腔和第二注压腔均分别独立与外部液压油管路连接，且通过两个并列设置的管路通道将液压油对应导入或导出第一液压腔和第二液压腔内。
进一步地，该文氏管的第二导流部的形状为：由前到后依次包括相连接的收敛段、圆柱段和扩张段，其中，针头贯穿于收敛段、圆柱段和扩张段。
进一步地，该第一调压部的直径大于第一导流部的直径。
进一步地，该底座的后端环向一周为氧气腔，在氧气腔的底板上环向一周开设有多个氧气喷注口，用于将氧气喷注入燃烧室内，与燃料混合。
本发明还公开了上述的一种基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机的工作方法，该工作方法如下：
动力机构带动文氏杆向前运动，带动针头向前运动，针头与收敛段端部间的间隙变大，进而调节经过该间隙的燃料的流量，增大流入第一导流部的燃料的流量；同时，第一注压腔内的容积变小，其内的液压油导入第一液压腔，第一液压腔内的压力变大，推压第三滑动密封件，带动针栓杆和针栓头向后运动，增大燃料喷注口，使大流量的燃料喷注入燃烧室内，与喷注入燃烧室内的氧气混合；
动力机构带动文氏杆向后运动，带动针头向后运动，针头与收敛段端部间的间隙变小，进而调节经过该间隙的燃料的流量，减小流入第一导流部的燃料的流量；同时，第二注压腔的容积变小，其内的液压油导入第二液压腔内，推压第三滑动密封件，带动针栓杆和针栓头向前运动，减小燃料喷注口，使小流量的燃料喷注入燃烧室内，与喷注入燃烧室内的氧气混合。
本发明的有益效果是：1.用一套动力装置同时驱动流量调节和喷注调节的两个装置，缩减系统工作所需要空间和发动机重量。2.通过填充液体的贯穿流动，实现对针栓杆的调节，以调节燃料的喷注雾化效果，能够精确控制流量。
【附图说明】
图1为底座的结构示意图；
图2为基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机的结构示意图；
其中：1.底座；2.堵头；3.堵盖；4.文氏杆；4-1.针头；5.针栓头；6.针栓杆8.针栓孔；8-1.第一调压部；8-1-1.第一液压腔；8-1-2.第二液压腔；8-2.第一导流部；9.文氏管；9-1第二调压部；9-2.第二导流部；9-1-1.第一注压腔；9-1-2.第二注压腔；10.燃料注入口；11.第三滑动密封件；12.氧气腔；13.燃烧室；14.第一滑动密封分割件；15.第二滑动密封分割件；16.第一固定密封件；17.第二固定密封件；18.第四滑动密封件。
【
具体实施方式
】
下面结合附图和具体实施方式对本发明进行详细说明。
本发明公开了基于液压双调系统的变推力常温液体推进剂火箭发动机，燃料选用的为煤油。
一实施例如下：如图1和2所示，包括底座1，为一腔体结构，其后端用于与燃烧室13轴向连接；针栓孔8，轴向开设于底座1的中轴线，后端开口，且为燃料出口。针栓孔8内设置有一第一滑动密封分割件14，针栓孔8的位于第一滑动密封分割件14的后部为第一导流部8-2，第一导流部8-2用于盛接导流燃料。
还包括文氏管9，其轴向开设于底座1上，为一前端开口，后端封闭的孔，其内设置有一第二滑动密封分割件15，文氏管9的位于第二滑动密封分割件15的后部为第二导流部9-2，第二导流部9-2与外部的燃料管道连接。
在文氏管9内套设有文氏杆4，与第二滑动密封分割件15固定连接，文氏杆4的前端连接有一动力机构，后端连接有一针头4-1，该针头4-1设置于第二导流部9-2内。动力机构用于带动文氏杆4前后运动，以改变针头4-1与第二导流部9-2间的间隙大小，进而调节经过该间隙的燃料的流量。第二导流部9-2连有燃料供给管道，在第二导流部9-2的侧壁上径向开设有燃料注入口10，通过燃料注入口10与外部的燃料供给装置管路连接，第二导流部9-2与第一导流部8-2相连通，并将燃料导入第一导流部8-2，由燃料出口喷入燃烧室13。
在文氏管9内套设有文氏杆4，与第二滑动密封分割件15固定连接，文氏杆4的前端连接有一动力机构，后端连接有一针头4-1，该针头4-1设置于第二导流部9-2内。动力机构用于带动文氏杆4前后运动，以改变针头4-1与第二导流部9-2间的间隙大小，进而调节经过该间隙的燃料的流量。
本本实施例中，采用了动力机构与文氏杆的配合，来实现对燃料流量的控制，动力机构用于带动文氏杆4前后运动，以带动针头4-1前后运动。上述文氏管9为多台阶孔结构，由前到后直径依次减小，由于文氏杆4套设在文氏管9内，则要求文氏杆4的形状与文氏管9的形状相一致。文氏管9的第二导流部9-2的形状为：由前到后依次包括相连接的收敛段、圆柱段和扩张段，其中，针头4-1贯穿于收敛段、圆柱段和扩张段。且针头4-1为前端大后端下的锥状体。当针头4-1前后运动时，它与收敛段后端间的间隙大小改变，进而调节经过该间隙的燃料的流量，改变流入第一导流部8-2的燃料的流量，喷注入燃烧室13内的燃料的流量也发生变化。动力机构选用电机，与文氏杆4的前端通过螺纹连接。当不工作时，电机与文氏杆4拆卸，堵盖3盖在文氏管9的前端开口处。
当燃料喷入燃烧室13中时，喷入燃烧室13中的还有氧气，以与燃料混合燃烧，氧气由氧气腔12喷注，具体设置方式为：在底座1的后端环向一周为氧气腔12，在氧气腔12的底板上环向一周开设有多个氧气喷注口，用于将氧气喷注入燃烧室13内，与燃料混合，并在燃烧室13内燃烧，由于调节了燃料的喷注量，并且氧气的注入量也可调节，则燃料燃烧后产生的推力是不同的。
工作时，燃料由燃料注入口10注入第二导流部9-2中，由针头4-1与第二导流部9-2的收敛段间的间隙由前到后流动，并流入第一导流部8-2。当动力机构带动文氏杆4向前运动时，即文氏杆4在文氏管4中由后向前运动，针头4-1向后运动，则针头4-1与第二导流部收敛段间的间隙变大，同时增大燃料供给装置的燃料供给量，由大间隙通过，并导入第一导流部8-2。当动力机构带动文氏杆4向后运动时，与上述过程相反，间隙变小，小流量的燃料通过间隙，并导入第一导流部8-2。
另一实施例如下，在上一实施例中的结构上，还设置了如下：上述针栓孔8内设置有针栓杆6，针栓杆6与针栓孔8之间设置有第一固定密封件16，第一滑动密封件14安装在针栓杆6上；第一固定密封件16套设在针栓杆6的前端，以实现对第一调压部8-1前端的密封。
针栓孔8上位于第一滑动密封分割件14的前部的腔体为第一调压部8-1，在针栓杆6的后端安装具有螺旋喷出口的针栓头5，针栓头5与第一导流部8-2的端部形成燃料喷注口；
文氏管4的位于第二滑动密封分割件15的前部的腔体为第二调压部9-1，文氏杆4前段与第二调压部9-1之间环向设置有第二固定密封件17；
第一调压部8-1内安装有第三滑动密封件11，第三滑动密封件11将第一调压部8-1的内腔前后分别为第一液压腔8-1-1和第二液压腔8-1-2；
文氏杆4上、且位于第二调压部9-1内安装有第四滑动密封件18，第四滑动密封件18将第二调压部9-1前后分为第一注压腔9-1-1和第二注压腔9-1-2；
第一注压腔9-1-1和第二注压腔9-1-2均分别独立与外部液压油管路连接，且通过两个并列设置的管路通道将液压油对应导入或导出第一液压腔8-1-1和第二液压腔8-1-2内。
上第四滑动密封件18可以选择密封圈，密封圈与文氏管9的内壁紧密贴合，以实现密封。也可以采用其他的能实现密封功能的部件。
上述第一注压腔9-1-1和第二注压腔9-1-2的侧壁上均开设有液压油注入口，在使用前，将液压油注入第一注压腔9-1-1和第二注压腔9-1-2中，然后分别由第一注压腔9-1-1和第二注压腔9-1-2导流入第一液压腔8-1-1和第二液压腔8-1-2内。然后采用堵头2将各液压油注入口堵塞。
当动力机构带动文氏杆4向前运动，带动针头4-1向前运动，针头4-1与收敛段端部间的间隙变大，进而调节经过该间隙的燃料的流量，增大流入第一导流部8-2的燃料的流量；同时，第一注压腔9-1-1内的容积变小，其内的液压油导入第一液压腔8-1-1，第一液压腔8-1-1内的压力变大，推压第三滑动密封件11，带动针栓杆6和针栓头5向后运动，增大燃料喷注口，使大流量的燃料喷注入燃烧室内，与喷注入燃烧室13内的氧气混合。
当动力机构带动文氏杆4向后运动，带动针头4-1向后运动，针头4-1与收敛段端部间的间隙变小，进而调节经过该间隙的燃料的流量，减小流入第一导流部8-2的燃料的流量；同时，第二注压腔9-1-2的容积变小，其内的液压油导入第二液压腔8-1-2内，推压第三滑动密封件11，带动针栓杆6和针栓头5向前运动，减小燃料喷注口，使小流量的燃料喷注入燃烧室13内，与喷注入燃烧室13内的氧气混合。
为了验证本发明中的燃烧室使用的效果，进行如下仿真。针对总推进剂流量在0.15kg/s～1.5kg/s变化范围的变推力液体推进剂火箭发动机推力室方案，在最小流量和最大流量等两个工况进行了地面状态的仿真实验，以验证发动机的宽范围工作能力，数值仿真结果如下：
当煤油流量：50g/s，氧气流量：100g/s时，仿真试验获得：燃烧室压强：0.67MPa；发送机的地面推力：271N；燃烧效率：98％；
当煤油流量：500g/s，氧气流量：1000g/s时，仿真试验获得：
燃烧室压强：6.17MPa；发送机的地面推力：2464N，燃烧效率：99％。
由以上仿真数据知，低流量条件下地面火箭推力室的压强为0.67MPa，地面推力为271N；大流量条件下地面火箭推力室的压强为6.17MPa，地面推力为2464N。因此本发动机能够实现流量十倍变比情况下的高效稳定燃烧，推力变化可达到9.1倍。
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