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CN117846815A - 一种环形气动塞式火箭发动机推力室 - Google Patents

一种环形气动塞式火箭发动机推力室 Download PDF

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CN117846815A
CN117846815A CN202310300127.4A CN202310300127A CN117846815A CN 117846815 A CN117846815 A CN 117846815A CN 202310300127 A CN202310300127 A CN 202310300127A CN 117846815 A CN117846815 A CN 117846815A
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CN
China
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thrust chamber
pneumatic plug
plug
annular
rocket
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Pending
Application number
CN202310300127.4A
Other languages
English (en)
Inventor
贾杰锋
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Hainan Space Technology Co ltd
Original Assignee
Hainan Space Technology Co ltd
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Hainan Space Technology Co ltd filed Critical Hainan Space Technology Co ltd
Priority to CN202310300127.4A priority Critical patent/CN117846815A/zh
Publication of CN117846815A publication Critical patent/CN117846815A/zh
Pending legal-status Critical Current

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
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    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers
    • F02K9/64—Combustion or thrust chambers having cooling arrangements

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Abstract

本发明发明提供了一种环形气动塞式火箭发动机推力室，该型推力室设计可以减轻发动机综合重量、有效利用火箭机架空间、自适应高空性能。

Description

一种环形气动塞式火箭发动机推力室
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机技术领域，尤其是涉及一种气动塞式火箭发动机。
背景技术
现有火箭普遍采用多个圆型喷管发动机并列一起同时点火的方式来发射，其中每台火箭发动机均为圆型喷管、每台发动机均配有单独的涡轮泵。这种发动机和火箭组合的方式有如下的问题：
1.圆形喷管的火箭发动机不能有效利用火箭内部空间，不能在相同直径的箭体内布置更大推力的发动机。
2.火箭内布置多台发动结构重量大、冗余结构多。
3.多台发动机多台涡轮泵结构复杂，故障率高。
4.圆形喷管的发动机占用火箭外缘空间大不利于火箭中间布置喷管更大且具有矢量推力的发动机。
因此，急需一种不增加重量、结构简单、能够适应飞行高度的火箭发动机。
发明内容
本发明的目的是针对上述技术中存在的不足之处，提出一种环形气动塞火箭发动机推力室装置，旨在解决上述存在的问题；
不同于最早期方型气动塞结构、也不同于常规的锥形气动塞结构，本发明的环形气动塞结构为整体环形，中间为空为火箭安装矢量推力发动机预留空间。
环形气动塞推力室喷管环形内测具有燃气约束壁面，外侧无燃气约束壁面，该结构特征可以极大降低发动机重量、减少需要再生冷却的喷管面积。
环形气动塞推力室由隔板分为多个燃烧室，某个燃烧室故障可以切断推进剂供应来停止该燃烧室工作，使整体可靠性提高。多个燃烧室或者全部燃烧室共用涡轮泵，可减少涡轮泵的数量，减轻整体结构重量，分割板内部和燃烧室壁一样具有增生冷却管路结构。
分隔板下为连焰区，其作用类似航空发动机连焰器，将一个燃烧分区的火焰传递到相邻分区，可有效防止某个燃烧室熄火。
附图说明
为了更清楚地说明本发明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发明的优选实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为常规气动塞装置的示意图；
图2为本发明一种环形气动塞式火箭发动机推力室示意图。
图3为本发明一种环形气动塞式火箭发动机推力室的截面示意图；
图4为本发明一种环形气动塞式火箭发动机推力室无燃烧室盖示意图。
图5为本发明燃烧室隔板与连焰区局部放大示意图；
图6为本发明一种环形气动塞式火箭发动机推力室无燃烧室与涡轮泵配合原理图。
图7为本发明一种环形气动塞式火箭发动机推力室布置于火箭底部示意图；
附图标记说明：
1-钟型喷管；2-气动塞喷管；3-燃烧室；4-分割板；5-气动塞截面；6-等效截面；7-连焰区；8-推进剂管路；9-环形气动塞式发动机推力室。
具体实施方式
为了更易理解本发明的结构及所能达成的功能特征和优点，下文将本发明的较佳的实施例，并配合图式做详细说明如下：
如图2所示，本发明提供了一种环形气动塞式火箭发动机推力室装置，包括被分割的燃烧室3、分割板4。
如图3所示，环形气动塞推力室截面5和等效截面6，等效截面6为常规结构的气动塞截面，每一个分割区相当于一个单独的气动塞推力室，这样节省了空间和结构重量。
如图6所示，每个被分割的圆弧型燃烧室均通过管路连通到涡轮泵，接收增压后的推进剂。
燃烧室高温高压燃气通过气动塞喷管喷出，在连焰区可以点燃相邻燃区域熄灭的燃烧室，提高发动机整体可靠性。
如图7所示，整个环形气动塞式发动机安装于火箭下部，环形气动塞推力室中间为火箭安装矢量推力发动机预留空间。
以上，仅为本发明的较佳实施例，并非对本发明做任何形式上的限制。任何熟悉本领域的技术人员，在不脱离本发明技术方案范围情况下，都可利用上述技术内容对本发明技术方案做出许多可能的变动和修饰，或修改为等同变化的等效实施例。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术对以上实施例所做的任何改动修改、等同变化及修饰，均属于本技术方案的保护范围。

Claims (6)

1.一种环形气动塞式火箭发动机推力室，其特征在于，包括环形气动塞喷管、分隔式燃烧室、分隔板、连焰区、共用涡轮泵。
2.根据权利要求1所述的气动塞推力室，其特征在于，所述环形气动塞喷管其内侧有燃气约束壁面、环形外侧无燃气约束壁面。
3.根据权利要求1所述的气动塞推力室，其特征在于，所述分隔式燃烧室由分割板将整个环形腔室分割为若干部分。
4.根据权利要求1所述的气动塞推力室，其特征在于，所述分隔板具备再生冷却内结构。
5.根据权利要求1所述的气动塞推力室，其特征在于，所述连焰区为分割板下部分未被分割部分。
6.根据权利要求1所述的气动塞推力室，其特征在于，所述共用涡轮泵为所有或部分分割式燃烧室的推进剂来自于相同的涡轮泵。
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Non-Patent Citations (1)

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Title
朱庆林: "多燃烧室组合的塞式喷管发动机预先研究", 宇航学报, no. 3, 31 July 1981 (1981-07-31), pages 53 *

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Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20240409