一种发动机
阅读：808发布：2020-05-08
专利汇可以提供一种发动机专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本实用新型适用 飞行器 发动机 领域，提供了一种发动机。本实用新型的发动机包括 阀 门 组件、连通阀门组件的 燃烧室 和连通燃烧室的喷管。燃烧室包括至少一个第一结构面，第一结构面为非曲面；喷管包括至少一个第二结构面，第二结构面为非曲面，第一结构面与第二结构面一一对应设置，第一结构面与对应的第二结构面位于发动机的同一侧。本实用新型的 实施例 中，通过在燃烧室设置至少一个为非曲面的第一结构面、在喷管设置至少一个为非曲面的第二结构面，第一结构面与第二结构面一一对应设置，第一结构面与对应的第二结构面位于发动机的同一侧，在飞行器的有限内部空间中，将发动机的形状按照有限空间的形状进行适应性设计，以达成飞行器的集成化与小型化。，下面是一种发动机专利的具体信息内容。
1.一种发动机，其特征在于，包括：
阀门组件；
连通所述阀门组件的燃烧室，所述燃烧室包括至少一个第一结构面，所述第一结构面为非曲面；和
连通所述燃烧室的喷管，所述喷管包括至少一个第二结构面，所述第二结构面为非曲面，所述第一结构面与所述第二结构面一一对应设置，所述第一结构面与对应的所述第二结构面位于所述发动机的同一侧。
2.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述第一结构面为平面，所述第二结构面为平面，所述第一结构面与所述第二结构面平行；
所述第一结构面与所述第二结构面的数量均为两个，两个所述第一结构面与所述两个所述第二结构面分别对称设置于所述发动机的两侧。
3.如权利要求1所述的发动机，其特征在于，所述阀门组件包括呈矩形的外壳与容置于所述外壳内的控制阀，所述发动机包括第一管道与第二管道，所述第一管道与所述第二管道并列设置于所述外壳远离所述燃烧室的一端，所述第一管道与所述第二管道均与所述控制阀连通。
4.如权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述阀门组件包括分别形成于所述外壳两侧的两个第三结构面，位于所述发动机同一侧的所述第三结构面与所述第一结构面处于同一平面。
5.如权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述外壳靠近所述燃烧室的一端设有第一连接部，所述燃烧室靠近所述外壳的一端设有第二连接部，所述第一连接部与第二连接部均为法兰，所述第一连接部设有多个第一螺孔，所述第二连接部设有多个第二螺孔，所述阀门组件与所述燃烧室通过螺钉穿设所述第一螺孔与所述第二螺孔以固定连接。
6.如权利要求3所述的发动机，其特征在于，所述发动机还包括位于所述燃烧室内并连通所述控制阀与所述燃烧室的喷注器，所述喷注器包括第一喷嘴与第二喷嘴，所述控制阀包括第一控制元件与第二控制元件，所述第一控制元件连通所述第一喷嘴，所述第二控制元件连通所述第二喷嘴。
一种发动机
技术领域
背景技术
[0002] 一般地，飞行器主要依靠轨控发动机所产生的推进力来进行飞行，轨控发动机具有强动力、高性能、长寿命、燃烧稳定性好和可多次重复启动的特点，能够为运载火箭、大型卫星平台、在轨服务舱等飞行器提供可靠动力，可以满足高效的轨道转移以及频繁的在轨机动等任务要求，具备很好的应用潜力与应用空间。
[0003] 随着航天事业的发展，对飞行器的小型化、集成化的要求越来越高，如何达到飞行器的内部功能组件的小型化、紧凑性以及集成化等，成为越来越被关注的技术突破点。然而，飞行器的内部空间有限，其内部功能组件的数量较多，结构也较为复杂、功能组件之间的连接关系也较为复杂，导致飞行器的小型化、集成化受到影响。
[0004] 在飞行器系统中要在有限的空间布局上完成所有功能组件的装配，就需要对飞行器的整体进行布局优化。然而往往在飞行器的布局完成后，发现剩余的空间并不符合某一个功能组件(如发动机)的现有外形，无法进行布局安装。面对上述问题，现有技术一般通过对飞行器重新进行总体设计，如增加飞行器的空间、总重来实现所有功能模块的完全布局，如此不仅导致飞行器不能达到小型化、集成化的要求，反而增加了体积与重量，影响飞行器的组装，同时也增加了无谓的工作量与成本。实用新型内容
[0005] 本实用新型提供一种发动机，旨在解决对飞行器的功能组件进行整体的安装布局后，而飞行器剩余的内部空间并不符合某一个组件的现有外形，无法进行布局安装的问题。
[0006] 本实用新型是这样实现的，一种发动机，其包括：
[0008] 连通所述阀门组件的燃烧室，所述燃烧室包括至少一个第一结构面，所述第一结构面为非曲面；和
[0009] 连通所述燃烧室的喷管，所述喷管包括至少一个第二结构面，所述第二结构面为非曲面，所述第一结构面与所述第二结构面一一对应设置，所述第一结构面与对应的所述第二结构面位于所述发动机的同一侧。
[0010] 更进一步地，所述第一结构面与所述第二结构面的数量均为两个，两个所述第一结构面与所述两个所述第二结构面分别对称设置于所述发动机的两侧，所述第一结构面为平面，所述第二结构面为平面，所述第一结构面与所述第二结构面平行。
[0011] 更进一步地，所述阀门组件包括呈矩形的外壳与容置于所述外壳内的控制阀，所述发动机包括第一管道与第二管道，所述第一管道与所述第二管道并列设置于所述外壳远离所述燃烧室的一端，所述第一管道与所述第二管道均与所述控制阀连通。
[0012] 更进一步地，所述阀门组件包括分别形成于所述外壳两侧的两个第三结构面，位于所述发动机同一侧的所述第三结构面与所述第一结构面处于同一平面。
[0013] 更进一步地，所述外壳靠近所述燃烧室的一端设有第一连接部，所述燃烧室靠近所述外壳的一端设有第二连接部，所述第一连接部与第二连接部均为法兰，所述第一连接部设有多个第一螺孔，所述第二连接部设有多个第二螺孔，所述阀门组件与所述燃烧室通过螺钉穿设所述第一螺孔与所述第二螺孔以固定连接。
[0014] 更进一步地，所述发动机还包括位于所述燃烧室内并连通所述控制阀与所述燃烧室的喷注器，所述喷注器包括第一喷嘴与第二喷嘴，所述控制阀包括第一控制元件与第二控制元件，所述第一控制元件连通所述第一喷嘴，所述第二控制元件连通所述第二喷嘴。
[0015] 本实用新型所达到的有益效果是，由于在燃烧室设置至少一个为非曲面的第一结构面、在喷管设置至少一个为非曲面的第二结构面，第一结构面与第二结构面一一对应设置，第一结构面与对应的第二结构面位于发动机的同一侧，所以在飞行器的功能组件的整体安装过程中，在飞行器呈异形的有限内部空间的情况下，将发动机的形状按照有限空间的形状进行适应性设计，可以解决发动机布局、安装的问题，以达成飞行器的集成化与小型化目的。附图说明
[0016] 图1是本实用新型实施例提供的发动机的立体示意图；
[0017] 图2是本实用新型实施例提供的阀门组件的结构示意图；
[0018] 图3是本实用新型实施例提供的控制阀的结构示意图；
[0019] 图4是本实用新型实施例提供的喷注器的结构示意图。
具体实施方式
[0020] 为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
[0021] 一般地，飞行器主要依靠轨控发动机所产生的推进力来进行飞行，轨控发动机具有强动力、高性能、长寿命、燃烧稳定性好和可多次重复启动的特点，能够为运载火箭、大型卫星平台、在轨服务舱等飞行器提供可靠动力，可以满足高效的轨道转移以及频繁的在轨机动等任务要求，具备很好的应用潜力与应用空间。
[0022] 随着航天事业的发展，对飞行器的小型化、集成化的要求越来越高，如何达到飞行器的内部功能组件的小型化、紧凑性以及集成化等，成为越来越被关注的技术突破点。然而，飞行器的内部空间有限，其内部功能组件的数量较多，结构也较为复杂、功能组件之间的连接关系也较为复杂，导致飞行器的小型化、集成化受到影响。
[0023] 在飞行器系统中要在有限的空间布局上完成所有功能组件的装配，就需要对飞行器的整体进行布局优化。然而往往在飞行器的布局完成后，发现剩余的空间并不符合某一个功能组件(如发动机)的现有外形，无法进行布局安装。面对上述问题，现有技术一般通过对飞行器重新进行总体设计，如增加飞行器的空间、总重来实现所有功能模块的完全布局，如此不仅导致飞行器不能达到小型化、集成化的要求，反而增加了体积与重量，影响飞行器的组装，同时也增加了无谓的工作量与成本。
[0024] 本实用新型实施例由于在燃烧室设置至少一个为非曲面的第一结构面、在喷管设置至少一个为非曲面的第二结构面，第一结构面与第二结构面一一对应设置，第一结构面与对应的第二结构面位于发动机的同一侧，所以在飞行器的功能组件的整体安装过程中，在飞行器呈异形的有限内部空间的情况下，将发动机的形状按照有限空间的形状进行适应性设计，可以解决发动机布局、安装的问题，以达成飞行器的集成化与小型化目的。
[0025] 实施例一
[0026] 请参阅图1，本实用新型实施例的发动机100，包括阀门组件10、连通阀门组件10的燃烧室20、和连通燃烧室20的喷管30。燃烧室20包括至少一个第一结构面21，第一结构面21为非曲面。喷管30包括至少一个第二结构面31，第二结构面31为非曲面，第一结构面21与第二结构面31一一对应设置，第一结构面21与对应的第二结构面31位于发动机100的同一侧。
[0027] 本实用新型实施例在燃烧室20设置至少一个为非曲面的第一结构面21、在喷管30设置至少一个为非曲面的第二结构面31，第一结构面21与第二结构面31一一对应设置，第一结构面21与对应的第二结构面31位于发动机100的同一侧，所以在飞行器的功能组件的整体安装过程中，在异形的有限内部空间的情况下，将发动机100的形状按照有限空间的形状进行适应性设计，可以解决发动机100的布局、安装问题，以达成飞行器的集成化与小型化目的。
[0028] 具体地，本实用新型的发动机100为轨控发动机100，发动机100为飞行器的主要动力来源，发动机100可与飞行器的贮箱连接并接入燃料等，燃烧室20为中空腔体结构，燃料可在燃烧室20内发生雾化、掺混以及燃烧等反应并形成高温燃气，以产生动力使得飞行器按预定的方向运动，一般地，发动机100的喷气反向(即喷管30的开口方向)与飞行器的前进方向相反，因此可直接通过发动机100的位置朝向以确认飞行器的前进方向。
[0029] 燃烧室20为中空并做截面处理的直筒形圆柱体，燃烧室20做截面处理的部分形成第一结构面21，第一结构面21从燃烧室20的一端延伸至另一端。燃烧室20靠近喷管30的一端直径逐渐缩小，在发动机100的喉部位置直径达到最小，通过喉部以后的直径将再逐渐扩张增大并与喷管30连通，喷管30为拉瓦尔喷管30并呈做截面处理的圆台状，喷管30做截面处理的部分形成第二结构面31，喷管30的直径自靠近燃烧室20的一端向另一端逐渐延伸扩大。曲面的空间占用面积较大，而第一结构面21与第二结构面31均为非曲面，如此，使得发动机100的部分外轮廓呈非曲面，当发动机100的内部空间呈现为异形并不足时，发动机100呈现为非曲面的部分外轮廓，可适应飞行器的有限的异形内部空间，以提高发动机100的空间利用率。
[0030] 更多地，非曲面可包括平面、弯折面等不具备弯曲弧度的面，较为规则美观，同时也可较好地适应飞行器的有限的异形内部空间，在更多的实施方式中，第一结构面21与第二结构面31的形状还可以为其他，在保证发动机100对飞行器的内部空间的有效适配的前提下，具体设置即可，在此不做具体限制。
[0031] 实施例二
[0032] 请参阅图1，更进一步地，第一结构面21与第二结构面31的数量均为两个，两个第一结构面21与两个第二结构面31分别对称设置于发动机100的两侧，第一结构面21为平面，第二结构面31为平面，第一结构面21与第二结构面31平行。
[0033] 第一结构面21与第二结构面31的数量均为两个，既保留了足够的燃烧室20以及喷管30的内部反应空间，以保证发动机100足够的动力来源，同时也提高了发动机100的非曲面的外轮廓的面积，进一步的满足了当飞行器的内部异形空间有限时的安装需求。虚线L为与燃烧室20的中轴线平行的线，两个第一结构面21与两个第二结构面31分别对称设置于发动机100的两侧可以理解为，两个第一结构面21以虚线L在发动机100所形成的与第一结构面21平行的横截面对称设置，两个第二结构面31以虚线L在发动机100所形成的与第二结构面31平行的横截面对称设置，如此，发动机100的外观较为美观规则，进一步提高发动机100对飞行器的有限的异形空间的适应性。
[0034] 当然，在更多的实施例中，第一结构面21与第二结构面31的数量可以为一个，还可以取消第一结构面21仅设置第二结构面31、或取消第二结构面31仅设置第一结构面21，以简化发动机100的结构；在别的实施例中，第一结构面21与第二结构面31的数量还可以为三个、四个等更多的数量，以进一步地提高发动机100的非曲面的外轮廓面积，第一结构面21与第二结构面31的数量还可以不相等，以上对第一结构面21与第二结构面31的叙述仅为示例性地，在具体的实施例中具体设置即可。
[0035] 第一结构面21与第二结构面31均呈平面，平面较为规则美观，并且设置难度较低，降低发动机100的生产难度，第一结构面21与第二结构面31均呈平面并互相平行，可适应较多的飞行器的内部空间，提高发动机100的适配度。在更多的实施例中，第一结构面21与第二结构面31可为非平面并不互相平行，在此不做具体限制，在具体的实施方式中具体设置即可。
[0036] 实施例三
[0037] 请参阅合图1与图2，更进一步地，阀门组件10包括呈矩形的外壳11与容置于外壳11内的控制阀12，发动机100包括第一管道13与第二管道14，第一管道13与第二管道14并列设置于外壳11远离燃烧室20的一端，第一管道13与第二管道14均与控制阀12连通。
[0038] 具体地，外壳11大致呈矩形，可进一步提高发动机100的非曲面面积，提高发动机100对飞行器内部异形空间的适配性。控制阀12容置于外壳11内，外壳11可较好地保护控制阀12不受外界的损害，保证控制阀12的使用寿命以及发动机100的正常运行。在本实用新型的实施例中，第一管道13与第二管道14均与控制阀12连通，第一管道13为氧化剂管道，第一管道13用于从外部将氧化剂导向控制阀12，第二管道14为燃料管道，第二管道14用于从外界将燃料导向控制阀12，控制阀12可分别控制氧化剂与燃料的供给与关闭，将氧化剂与燃料传输至后续的结构，以保证发动机100以及飞行器的正常动力来源。
[0039] 在更多的实施例中，第一管道13不限于流通氧化剂，第二管道14不限于流通燃料，例如，第一管道13还可以为燃料管道并用于流通燃料，第二管道14还可以为氧化剂管道并用于流通氧化剂，在此不做具体限制，在具体的实施方式中具体选择即可。
[0040] 实施例四
[0041] 请参阅合图1，更进一步地，阀门组件10包括分别形成于外壳11两侧的两个第三结构面111，位于发动机100同一侧的第三结构面111与第一结构面21处于同一平面。
[0042] 可以理解，由于外壳11呈矩形，因此第三结构面111也为平面，第三结构面111与第一结构面21相连接并处于同一平面，同时第三结构面111也与第二结构面31平行，保证了阀门组件10与燃烧室20之间所形成的面的相对平整，有利于提升发动机100的整体的外轮廓的非曲面的面积，进一步提高当飞行器的内部异形空间有限时发动机100对飞行器的适配度。
[0043] 实施例五
[0044] 请参阅合图1，更进一步地，外壳11靠近燃烧室20的一端设有第一连接部112，燃烧室20靠近外壳11的一端设有第二连接部22，第一连接部112与第二连接部22均为法兰，第一连接部112设有多个第一螺孔113，第二连接部22设有多个第二螺孔，阀门组件10与燃烧室20通过螺钉穿设第一螺孔113与第二螺孔以固定连接。
[0045] 具体地，第一连接部112与外壳11一体成型设置，第一连接部112形成于外壳11靠近燃烧室20的弧形部分的边缘处，由该边缘处向外延伸形成，并对称形成于外壳11的两侧；第二连接部22与燃烧室20一体成型设置，第二连接部22形成于燃烧室20靠近外壳11的弧形部分的边缘处，由该边缘向外延伸形成，并对称形成于燃烧室20的两侧。第一连接部112与第二连接部22之间还可加上法兰垫，在发动机100的组装生产过程中，先将第一连接部112与第二连接部22对准，通过多个螺钉分别穿设对应的多个第一螺孔113与多个第二螺孔，以将阀门组件10(外壳11)与燃烧室20固定连接。第一连接部112与第二连接部22之间的连接方式，即两个法兰固定连接的方式，实施较为方便，能够承受较大的压力，在飞行器的高速、高压运行时，具备较高的稳定性，保证飞行器的安全与稳固。
[0047] 实施例六
[0048] 请参阅合图1、图3与图4，更进一步地，发动机100还包括位于燃烧室20内并连通控制阀12与燃烧室20的喷注器40，喷注器40包括第一喷嘴41与第二喷嘴42，控制阀12包括第一控制元件121与第二控制元件122，第一控制元件121连通第一喷嘴41，第二控制元件122连通第二喷嘴42。
[0049] 具体地，在本实用新型的实施例中，第一控制元件121为氧化剂控制阀门，第二控制元件122为燃料控制阀门，第一喷嘴41即氧化剂喷嘴，第二喷嘴42即燃料喷嘴。氧化剂与燃料分别通过第一管道13与第二管道14传输至控制阀12，再导向喷注器40，最后喷注至燃烧室20内反应。具体为，第一控制元件121与第二控制元件122分别控制氧化剂与燃料的供给与关闭，当第一控制元件121与第二控制元件122开启时，氧化剂与燃料分别通过第一管道13与第二管道14、以及第一控制元件121与第二控制元件122，再通过第一喷嘴41与第二喷嘴42喷注至燃烧室20内，进行混合燃烧以及点火工作等。
[0050] 在更多地实施方式中，第一控制元件121不限为氧化剂控制阀门，第一喷嘴41不限为氧化剂喷嘴，第二控制元件122不限为燃料控制阀门，第二喷嘴42不限为燃料喷嘴，第一控制元件121还可为燃料控制阀门，第一喷嘴41还可以为燃料喷嘴，第二控制元件122还可以为氧化剂控制阀门，第二喷嘴42还可以为氧化剂喷嘴，在此不做具体限制，在实际的实施例中具体选择即可。
[0051] 本实用新型实施例在燃烧室20设置呈平面的第一结构面21、在喷管30设置呈平面的第二结构面31，第一结构面21与第二结构面31的数量为两个并一一对应设置，第一结构面21与对应的第二结构面31位于发动机100的同一侧并相互平行，还设置了外部轮廓呈矩形的阀门组件10，阀门组件10的第三结构面111与第一结构面21相接并处于同一平面，并且合理的将第一管道13与第二管道14设置于阀门组件10以提高发动机100的空间利用率，在将发动机100安装至飞行器的过程中，当飞行器的内部异形空间有限的情况下，使得发动机100的形状与内部异形空间的形状进行适应性设计，可以解决发动机100的布局、安装问题，提高了发动机100的适配性，并且达成了飞行器的集成化与小型化目的。
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