一种双组元液体火箭发动机动力系统

技术领域

本申请涉及液体火箭发动机的技术领域，尤其是涉及一种双组元液体火箭发动机动力系统。

背景技术

姿态与轨道控制系统是卫星的重要组成系统；推进系统是姿态与轨道控制系统中的动力源；随着对卫星需求的日益增长，研制工作时间长，推力大的新一代卫星推进系统是延长卫星在轨时长、增加卫星载荷的关键所在；姿态控制发动机用于航天器的姿态控制、轨道修正、位置保持等；姿态控制发动机常用的推进剂有固体推进剂与液体推进剂两种；固体推进剂安全系数高，但是含能较低，燃料加注难度大，其预编程式燃烧模式导致推力调节相对困难，因此较

少应用在卫星上；液体推进剂比冲优异、易加注且推力可调，但是液体推进剂极易在储存和加注过程中泄露，引发腐蚀、中毒、燃爆等危险，卫星上经常应用的肼类推进剂更是如此。

现有的可参考一种利用谐振点火的液体火箭发动机双组元推进系统的中国专利，包括燃料储箱，其内用于储存可逆固化推进剂，其内设置有活塞；其入口外侧设置有电机，电机用于通过联轴器推动活塞向下运动进而将燃料储箱内的燃料挤出；发动机，其喷注器推进剂入口通过燃料管道与燃料储箱相连通；氧化亚氮储箱，其内用于储存氧化亚氮，其出口通过气体管道与发动机的喷注器氧化亚氮入口相连通；谐振点火管，其入口还通过点火管道与氧化亚氮储箱的出口相连通，用于使氧化亚氮发生谐振加热现象，从而令氧化亚氮升温至发火温度，为发动机点火。

谐振点火管包括：驱动喷嘴，其上端与点火管道相连通，其下端向内收缩形成锥状环，谐振管，其轴线与驱动喷嘴的轴线重合，连接管，其轴线与驱动喷嘴的轴线重合，为中空的柱状密闭结构，连接管的上顶和下底分别开设有上通孔和下通孔，上通孔用于驱动喷嘴的下端伸入，下通孔用于通过谐振管与发动机的燃烧室连通。

燃料储箱的中部设置有活塞挡板，活塞挡板位于活塞的下侧、且与活塞同轴设置并固定连接，用于在电机的作用下向下运动，进而将燃料储箱内的燃料压入发动机的喷注器推进剂入口内；绕燃料储箱的侧壁一周均匀固定连接有多个滑动固定条，各滑动固定条竖向设置，活塞挡板的边沿向内凹陷形成凹窝，各凹窝用于滑动固定条伸入，进而使得活塞挡板可沿着滑动固定条上下移动。使用时利用谐振点火管进行点火，相较于传统点火方式不但点火温度高，无需接入第三气体，较容易的实现多次点火启动。

针对上述中的相关技术，对燃料储箱内的可逆固化推进剂加压使其快速雾化时，启动电机，电机通过联轴器推动活塞向下运动进而实现将燃料储箱内的燃料挤出，电机控制活塞向下移动，为电机供电则需在火箭设置发电装置或蓄电装置，增加了推进系统的额外重量，存在有推进系统质量大的缺陷。

发明内容

为了解决推进系统质量大的缺陷，本申请提供一种双组元液体火箭发动机动力系统。

本申请提供一种双组元液体火箭发动机动力系统，采用如下技术方案：包括：燃料储箱，用于储存可逆固化推进剂；燃烧室，与燃料储箱连通，用于燃烧燃料储箱内挤出的燃料；钟形排气管，与燃烧室连通，喷射高速气体用于推动火箭；集气管，用于将钟形排气管排放的高速气体部分传送至燃料储箱，集气管一端贯穿钟形排气管与钟形排气管固定连接，剩余一端贯穿燃料储箱并与燃料储箱固定连接；活塞，位于燃料储箱内用于挤出燃料储箱内燃料至燃烧室；集气管背离钟形排气管的一端位于活塞背离燃料的一侧。

通过采用上述技术方案，燃料储箱内原始压力挤压燃料储箱内的燃料至燃烧室内配合氧化亚氮实现点火，点火完成后，高速气体由钟形排气管排出，推动火箭上升或转向，此时高速气体通过集气管流向燃料储箱内，高压气体推动活塞挤压燃料，进而使燃料不间断流向燃烧室；不需要额外增加发电装置或蓄电装置减轻了发动机动力系统的额外重量；同时减少了供电系统稳定性对燃料供应稳定性的影响，降低了由于电力供应不稳定对燃料供应造成的波动，提高了动力系统的稳定性。

优选的，还包括氧化亚氮储箱，氧化亚氮储箱与燃烧室之间连通有氧化亚氮输送管；集气管与氧化亚氮储箱的气管紧贴。

通过采用上述技术方案，集气管内气体由钟形排气管流向燃料储箱内，氧化亚氮输送管与集气管紧贴，此时高速气体的余温实现对氧化亚氮加热升温，便于燃料和氧化亚氮燃烧；同时对高压气体进行冷却降温，降低了通向燃料储箱内气体的温度。

优选的，氧化亚氮储箱位于燃料储箱下方。

通过采用上述技术方案，氧化亚氮储箱位于燃料储箱下方，便于集气管先与氧化亚氮输送管进行热交换。

优选的，燃料储箱内设置有弹性气囊，弹性气囊位于活塞背离燃料的一侧，且集气管背离钟形排气管的一端与弹性气囊连通。

通过采用上述技术方案，弹性气囊实现充气膨胀并挤压活塞，实现挤出燃料储箱内的燃料，同时弹性气囊能实现集纳钟形排气管排出并通向燃料储箱内高速气体的杂质，进一步确保了燃料的纯净度；当燃料储箱回收后便于燃料储箱回收利用。

优选的，钟形排气管内设置有增压集气件，增压集气件包括增压管、增压筒和增压叶轮；增压管贴合并固定连接于钟形排气管内壁，增压管用于收集钟形排气管排出的气体；增压叶轮位于增压筒内且增压叶轮转动轴线与增压筒轴线共线；集气管靠近钟形排气管的一侧与增压筒连通。

通过采用上述技术方案，由燃烧室释放出的高速气体沿钟形排气管进行排放时，高速气体通过增压管流向增压筒并带动增压叶轮转动，实现将高速气体不断充向燃料储箱内，实现增加燃料储箱内压力挤出燃料的效果。

优选的，集气管靠近燃料储箱的一端连通有电磁阀。

通过采用上述技术方案，电磁阀的设置能便于调节集气管的通断，进而实现调节通向燃料储箱内的气体，实现调节燃料储箱内燃料供应量，实现调节火箭飞行速度和角度。

优选的，燃料储箱内连接有压力传感器。

通过采用上述技术方案，压力传感器的设置便于实时监测燃料储箱内的气压，进而为电磁阀的通断提供实时数据；同时反馈电磁阀的通断情况以确保动力系统的精准控制。

优选的，燃料储箱至少设置有两组，并沿火箭本体周向等距分布。

通过采用上述技术方案，多组燃料储箱配合多个集气管和活塞并沿火箭本体周向等距分布，便于实现火箭的控速和转向调节。

综上所述，本申请包括以下至少一种有益技术效果：

1.燃料储箱内原始压力挤压燃料储箱内的燃料至燃烧室内配合氧化亚氮实现点火，点火完成后，高速气体由钟形排气管排出，推动火箭上升或转向，此时高速气体通过集气管流向燃料储箱内，高压气体推动活塞挤压燃料，进而使燃料不间断流向燃烧室；不需要额外增加发电装置或蓄电装置减轻了发动机动力系统的额外重量；同时减少了供电系统稳定性对燃料供应稳定性的影响，降低了由于电力供应不稳定对燃料供应造成的波动，提高了动力系统的稳定性；

2.集气管内气体由钟形排气管流向燃料储箱内，氧化亚氮输送管与集气管紧贴，此时高速气体的余温实现对氧化亚氮加热升温，便于燃料和氧化亚氮燃烧；同时对高压气体进行冷却降温，降低了通向燃料储箱内气体的温度；

3.弹性气囊实现充气膨胀并挤压活塞，实现挤出燃料储箱内的燃料，同时弹性气囊能实现集纳钟形排气管排出并通向燃料储箱内高速气体的杂质，进一步确保了燃料的纯净度；当燃料储箱回收后便于燃料储箱回收利用。

附图说明

图1是本申请实施例的整体结构示意图；

图2是为显示增压集气件的部分零件剖视图。

图中，1、燃料储箱；2、燃烧室；3、钟形排气管；4、集气管；5、活塞；6、氧化亚氮储箱；61、氧化亚氮输送管；7、弹性气囊；8、增压集气件；81、增压管；82、增压筒；83、增压叶轮；9、电磁阀；10、压力传感器。

具体实施方式

以下结合附图1-2对本申请作进一步详细说明。

本申请实施例公开一种双组元液体火箭发动机动力系统。

参考图1，双组元液体火箭发动机动力系统包括燃料储箱1、氧化亚氮储箱6、燃烧室2、钟形排气管3、集气管4、活塞5和氧化亚氮输送管61；燃料储箱1用于储存可逆固化推进剂，且燃料储箱1填充可逆固化推进剂后向燃料储箱1内充压，使燃料储箱1内具备原始压力以挤出燃料；氧化亚氮储箱6用于储存氧化亚氮，氧化亚氮储箱6位于燃料储箱1下方，氧化亚氮和可逆固化推进剂混合作为火箭发动机燃料。

参考图1，燃烧室2与燃料储箱1连通，用于燃烧燃料储箱1内挤出的燃料；氧化亚氮输送管61连通于氧化亚氮储箱6与燃烧室2之间；钟形排气管3与燃烧室2连通，钟形排气管3中喷射出高速气体用于推动火箭上升或转向；集气管4用于将钟形排气管3排放的高速气体部分传送至燃料储箱1，集气管4一端贯穿钟形排气管3与钟形排气管3固定连接，集气管4剩余一端贯穿燃料储箱1并与燃料储箱1固定连接；且集气管4与氧化亚氮储箱6的气管紧贴，实现热交换。活塞5位于燃料储箱1内用于挤出燃料储箱1内的燃料至燃烧室2内，集气管4背离钟形排气管3的一端位于活塞5背离燃料的一侧。

使用时，燃料储箱1内原始压力挤压燃料储箱1内的燃料至燃烧室2内配合氧化亚氮实现点火，点火完成后，高速气体由钟形排气管3排出，推动火箭上升或转向，此时钟形排气管3内的部分高速气体通过集气管4流向燃料储箱1内，高压气体推动活塞5挤压燃料，进而使燃料不间断流向燃烧室2；不需要额外增加发电装置或蓄电装置减轻了发动机动力系统的额外重量；同时减少了供电系统稳定性对燃料供应稳定性的影响，降低了由于电力供应不稳定对燃料供应造成的波动，提高了动力系统的稳定性。

参考图1，集气管4内气体由钟形排气管3流向燃料储箱1内，氧化亚氮输送管61与集气管4紧贴，此时高速气体的余温实现对氧化亚氮加热升温，便于燃料和氧化亚氮点火燃烧；同时对高压气体进行冷却降温，降低了通向燃料储箱1内气体的温度。

参考图1，集气管4靠近燃料储箱1的一端连通有电磁阀9；电磁阀9用于调节集气管4通断。燃料储箱1内连接有压力传感器10，压力传感器10用于实时监测燃料储箱1内的压力。且燃料储箱1内设置有弹性气囊7，弹性气囊7位于活塞5背离燃料的一侧，且集气管4背离钟形排气管3的一端与弹性气囊7连通。

使用时，当火箭在轨飞行不需要动力系统推动或当火箭变轨时，关闭电磁阀9，此时燃料储箱1内气压大于外界气压。当需要重新点火时，只需要打开燃料储箱1与燃烧室2之间的管路，当点火成功需要燃料储箱1供应燃料时，开启电磁阀9，高度气体流向燃料储箱1内，电磁阀9的设置实现火箭动力系统的灵活控制和燃料稳定供应。压力传感器10的设置便于实时监测燃料储箱1内的气压，进而为电磁阀9的通断提供实时数据；同时反馈电磁阀9的通断情况以确保动力系统的精准控制。

参考图1，弹性气囊7实现充气膨胀并挤压活塞5，实现挤出燃料储箱1内的燃料，同时弹性气囊7能实现集纳钟形排气管3排出并通向燃料储箱1内高速气体的杂质，进一步确保了燃料的纯净度；同时气体所裹挟的杂质不会被包裹在弹性气囊7内，不会粘连在燃料储箱1内壁，当燃料储箱1回收后便于燃料储箱1回收利用，便于科技科研产品的回收。

参考图1和图2，钟形排气管3内设置有增压集气件8，增压集气件8包括增压管81、增压筒82和增压叶轮83，增压管81贴合并固定连接于钟形排气管3内壁，增压管81用于收集钟形排气管3排出的气体；并将气体通入增压筒82内；增压叶轮83位于增压筒82内且增压叶轮83转动轴线与增压筒82轴线共线；增压筒82与钟形排气管3固定连接；集气管4靠近钟形排气管3的一侧与增压筒82连通，且增压管81管径大于集气管4管径。

使用时，由燃烧室2释放出的高速气体沿钟形排气管3进行排放时，高速气体通过增压管81流向增压筒82并带动增压叶轮83转动，高速气流由增压筒82与集气管4连接处通向集气管4，气流带动增压叶轮83不断转动，实现将高速气体不断充向燃料储箱1内，进而实现增加燃料储箱1内压力挤出燃料的效果。与压力传感器10和电磁阀9配合使用实现调节燃料储箱1内的压力，进而实现调节燃料的供应量，在火箭调速或转向时实现对燃料供应量的控制。

燃料储箱1至少设置有两组，即上述动力系统组成组件至少设置有两组并沿火箭本体周向等距分布。

使用时，多组燃料储箱1配合多个集气管4和活塞5并沿火箭本体周向等距分布，便于实现火箭的控速和转向调节，通过多个动力源实现火箭运行轨道的调整和修正。

本申请实施例一种双组元液体火箭发动机动力系统的实施原理为：燃料储箱1内原始压力挤压燃料储箱1内的燃料至燃烧室2内配合氧化亚氮实现点火，点火完成后，高速气体由钟形排气管3排出，推动火箭上升或转向；此时高速气体通过集气管4流向燃料储箱1内，高压气体推动活塞5挤压燃料，进而使燃料不间断流向燃烧室2。当火箭在轨飞行不需要动力系统推动或当火箭变轨时，关闭电磁阀9，此时燃料储箱1内气压大于外界气压。当需要重新点火时，只需要打开燃料储箱1与燃烧室2之间的管路，当点火成功需要燃料储箱1供应燃料时，开启电磁阀9，高度气体流向燃料储箱1内，实现燃料的多情形稳定性供应。在燃料供应时不需要额外增加发电装置或蓄电装置减轻了发动机动力系统的额外重量；同时减少了供电系统稳定性对燃料供应稳定性的影响，降低了由于电力供应不稳定对燃料供应造成的波动，提高了动力系统的稳定性。

本具体实施方式的实施例均为本申请的较佳实施例，并非依此限制本申请的保护范围，故：凡依本申请的结构、形状、原理所做的等效变化，均应涵盖于本申请的保护范围之内。