技术领域
[0001] 本
发明涉及航空宇航推进技术领域，具体地说，涉及一种运载火箭上面级或轨道控制用双组元发动机，也可作为空间
飞行器和高速无人机的推进系统。
背景技术
[0002] 运载火箭上面级和轨道控制用发动机或空间飞行器的双组元推进系统，一般采用
挤压式或
泵压式推进系统方案。挤压式系统需配备高压气源、减压
阀或压调器等以维持较高的推进剂贮箱供应压
力，系统相对较为复杂；且由于贮箱压力越高则需要的气源容积越大，系统结构重量越大，这些发动机的室压一般都相对较低，只有1～2Mpa，发动机性能一般偏低。为提高发动机性能，挤压式系统推力室喷管面积比一般取较高值，这样又由于相对较低的室压和高的面积比，使得推力室尺寸较大，给发动机在飞行器上的空间布置带来难度；泵压式发动机可有效降低贮箱
增压压力，在推力相对较大，工作时间长的情况下相比于挤压式系统可减轻推进系统总结构重量、提高发动机比冲性能，但是，泵压式发动机包含
涡轮泵、
涡轮泵驱动系统、推力室和各种阀与调节控制元件，本身结构较为复杂，其研制难度大，成本高昂。
[0003] 为取消挤压式推进系统的气瓶，美国Lawrence Livemore国家实验室提出了一种带
柱塞泵的过
氧化氢气体发生器循环(AIAA2002-3702)，其基本原理是利用柱塞泵后部分推进剂催化分解产生气体驱动柱塞泵，柱塞泵增压后供应一个或多个带催化剂床的推力室。柱塞泵的增压压力则通过一个可调节气体流量的调节器来控制。驱动柱塞泵的气体最终排出到外界。这种单组元推进系统可避免高压气瓶的使用，实现推进系统的轻量化，但存在不足之处在于:由于驱动柱塞泵的气体直接排出到外界，存在一定的
能量损失，且系统压力越高，能量损失越大；其二是需要设置工作于高温高压气体介质的流量调节器，实现高可靠性和安全性难度较大，制约了该推进系统所能达到压力
水平的一个主要因素，公布的试验最高压力不超过5Mpa。
发明内容
[0004] 为了避免
现有技术存在的不足，本发明提出一种自增压双组元脉冲工作
火箭发动机；该火箭发动机结构简单，可在低贮箱压力下工作，提高发动机性能、降低结构重量、减小结构尺寸和有效降低发动机成本。
[0005] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括推力室、
内衬、环形
活塞、
燃料喷嘴、顶座、连接螺盖、活塞、阀芯、环塞、导向环、单向
阀座、
钢珠、螺塞、第一
弹簧、第二弹簧、第三弹簧和喉塞，其特征在于所述喉塞和内衬位于推力室的内部，通过顶座与推力室固连，内衬与推力室之间形成环形催化剂腔和环形集气腔，两腔之间通过圆周孔连通；环形活塞与内衬和顶座配合形成环形
氧化剂高压腔、环形低压腔和圆柱形燃料高压腔，环形活塞可轴向移动；内衬的环形催化剂腔端部设有圆周布置的小孔与环形氧化剂高压腔连通，集气腔设有多排切向喷孔与
燃烧室连通；环形活塞端头安装有敞口离心式燃料喷嘴；所述导向环嵌于内衬和顶座之间，环塞与环形活塞配合，可在导向环内移动；顶座上设有环形布置的小孔连通入口与环形氧化剂高压腔，形成进入氧化剂高压腔的通道；所述环塞端部为球面结构，环塞、导向环和第三弹簧组成氧化剂路
单向阀；带球头的阀芯与活塞
螺纹连接，在第二弹簧作用下活塞受到力的作用，阀芯的球头与顶座燃料入口的球面配合，燃料入口通道处于关闭状态；当氧化剂入口有压力时，燃料通道打开；顶座上设置有泄出口，泄出口通过小孔与环形低压腔连通，低压腔处于通外界状态；顶座中心装有由单向阀座、钢珠、螺塞、第一弹簧组成的燃料单向阀；连接螺盖一端与顶座连接，另一端连接氧化剂
控制阀。
[0006] 所述内衬、环形活塞、顶座和氧化剂与燃料路单向阀一起组成双缸
气动柱塞泵功能。
[0007] 所述内衬与燃烧室连通的多排切向喷孔与燃料喷嘴的旋流方向相同。
[0008] 有益效果
[0009] 本发明提出的一种自增压双组元脉冲工作火箭发动机；发动机结构简单，可在低贮箱压力下工作，提高发动机性能、降低结构重量、减小结构尺寸和有效降低发动机成本。
[0010] 本发明将双缸气动柱塞泵与推力室有机地结合成一个整体，利用燃烧室内的燃气驱动双缸柱塞泵，柱塞泵的环形活塞受到的推进剂的压力的作用面积之和小于燃烧室燃气压力作用面积，从而产生压力差。柱塞泵增压后的氧化剂经催化分解后产生热燃气进入燃烧室和燃料燃烧，使燃烧室压力增加，从而形成正反馈效应，实现发动机高压脉冲工作。
[0011] 本发明可实现低入口压力下燃烧室高压脉冲工作，可大幅提高发动机性能、大幅减小发动机尺寸、结构重量和制造成本，同时由于要求推进剂入口压力低，推进剂贮箱增压的气体量少、贮箱压力低，可有效降低贮箱和增压系统结构重量，从而有效提高飞行器的
载荷能力和使用性能。
附图说明
[0012] 下面结合附图和实施方式对本发明一种自增压双组元脉冲工作火箭发动机作进一步详细说明。
[0013] 图1为本发明自增压双组元脉冲工作火箭发动机示意图。
[0014] 图2为图1的C-C向剖视图。
[0015] 图3为本发明自增压双组元脉冲工作火箭发动机的内衬结构示意图。
[0016] 图4为本发明火箭发动机的环形活塞与燃料喷嘴结构示意图。
[0017] 图5为本发明火箭发动机的环塞结构示意图。
[0018] 图6为本发明火箭发动机的顶座结构示意图。
[0019] 图7为图6的B-B向剖视图。
[0020] 图中
[0021] 1.推力室 2.内衬 3.环形活塞 4.燃料喷嘴 5.顶座 6.连接螺盖 7.活塞 8.阀芯 9.环塞 10.导向环 11.单向阀座 12.钢珠 13.螺塞 14.第一弹簧 15.第二弹簧 16.喉塞
17.第三弹簧
具体实施方式
[0022] 本
实施例是一种自增压双组元脉冲工作火箭发动机。
[0023] 参阅图1～图5，本实施例自增压双组元脉冲工作火箭发动机，由推力室1、内衬2、环形活塞3、燃料喷嘴4、顶座5、连接螺盖6、活塞7、阀芯8、环塞9、导向环10、单向阀座11、钢珠12、螺塞13、第一弹簧14、第二弹簧15、第三弹簧17和喉塞16组成；其中，喉塞16和内衬2插入推力室1的身部，通过顶座5与推力室连接固定，内衬2与推力室1之间形成环形催化剂腔和环形集气腔，两腔之间通过圆周布置的小孔连通。环形活塞3与内衬2和顶座5配合形成环形氧化剂高压腔、环形低压腔和圆柱形燃料高压腔，环形活塞可轴向移动。内衬2的环形催化剂腔端头设置有圆周布置的小孔与环形氧化剂高压腔连通，集气腔设置由多排切向喷孔与燃烧室连通。环形活塞端头安装有敞口离心式燃料喷嘴4；导向环10嵌于内衬2和顶座5之间，环塞9与环形活塞3配合，可在导向环10内左右移动。顶座5上设置有环形布置的小孔连通入口与环形氧化剂高压腔，形成进入氧化剂高压腔的通道。环塞9端面为球面，环塞左移时，环塞9端头球面与顶座相应的球面配合，关闭进入氧化剂高压腔的通道。环塞右移时打开通道。环塞9、导向环10和弹簧C17组成氧化剂路单向阀；带球头的阀芯8与活塞7通过
螺纹连接在一起，在弹簧B15作用下活塞7受到向左的力的作用，阀芯8的球头与顶座5燃料入口通道口的球面配合，燃料入口通道处于关闭状态。当氧化剂入口有一定压力时，活塞右移，燃料通道打开；顶座5上设置有泄出口，泄出口通过小孔与环形低压腔连通，保持低压腔处于通外界状态；顶座5的中心装有由单向阀座11、钢珠12、螺塞13、第一弹簧14组成的燃料单向阀；连接螺盖6右端与顶座连接，左端连接氧化剂控制阀。
[0024] 本实施例中，内衬2、环形活塞3、顶座5和氧化剂与燃料路单向阀一起组成双缸气动柱塞泵功能。将双缸气动柱塞泵与推力室有机地结合成一个整体，利用燃烧室内的燃气驱动双缸柱塞泵，柱塞泵的环形活塞3受到的推进剂的压力的作用面积之和小于燃烧室燃气压力作用面积，从而产生压力差。柱塞泵增压后的氧化剂经催化分解后产生热燃气进入燃烧室和燃料燃烧，使燃烧室压力增加，从而形成正反馈效应，实现发动机高压脉冲工作。
[0025] 内衬2上设置的与燃烧室连通的多排切向喷孔与敞口离心式燃料喷嘴4的旋流方向相同。这样一方面可利用
温度相对较低的燃气的离心贴壁效应保护燃烧室内部，另一方面，两种推进剂组元同向旋流，可提高燃气在燃烧室的
停留时间，从而提高燃烧效率。
[0026] 以98％过氧化氢/
煤油推进剂组合为例，将多层催化剂
银网卷入环形催化剂腔作为过氧化氢的催化剂床，按上述技术方案组成脉冲工作过氧化氢
煤油发动机。使用时在连接螺盖6左端连接过氧化氢控制阀，过氧化氢控制阀入口接氧化剂输送管路，顶座5上的燃料入口连接煤油管路。需发动机工作时，打开氧化剂控制阀，一方面氧化剂通过顶座5上环形布置的小孔推开环塞9进入氧化剂高压腔，推动环形活塞3右移；另一方面，在入口氧化剂压力作用下，活塞7和阀芯8右移，燃料通道打开，燃料在入口压力作用下推开燃料单向阀进入燃料高压腔。环形活塞3右移到内衬2设置的止动面后停止移动，此时氧化剂高压腔和燃料高压腔均处于充满状态，氧化剂经内衬2上设置的周向布置的小孔进入催化剂腔，经催化分解产生高温气体进入集气腔通过多排切向喷孔喷入燃烧室；燃料则通过燃料喷嘴4喷入燃烧室与高温氧化剂气体自燃点火燃烧，产生的燃气经喉塞和推力室的喷管喷出。燃烧室点火后，由于喉部的憋压作用，燃烧室压力pc上升，由于环形活塞受到的向左的压力作用面积大于氧化剂高压腔和燃料高压腔产生的向右的压力作用面积，氧化剂高压腔和燃料高压腔压力增高，环塞9和燃料单向阀左移关闭高压腔入口，进入燃烧室的氧化剂和燃料流量增大，燃烧室压力进一步上升，如此形成正反馈效应，使得燃烧室压力达到较高的水平。当环形活塞3左移到止动面后，氧化剂高压腔和燃料高压腔的推进剂排空，燃烧室压力下降。当燃烧室压力下降到外界压力时，氧化剂和燃料又进入高压腔，如此往复循环，发动机脉冲工作。当氧化剂控制阀关闭时，氧化剂入口压力下降，活塞7和阀芯8左移，燃料通道关闭，发动机关机。
[0027] 发动机燃烧室达到稳定状态的压力可由如下关系式确定:
[0028] pc(S1+S2+S3)＝po·S1+pr·S2+pe·S3
[0029]
[0030]
[0031]
[0032]
[0033] RTc＝f(K,pc)
[0034] 式中，ξo、ξr分别为从氧化剂和燃料高压腔到燃烧室的等效流阻系数，S1、S2、S3分别为氧化剂高压腔、燃料高压腔和低压腔的截面积，pc、po、pr、pe分别为燃烧室、氧化剂高压腔、燃料高压腔压力和外界环境压力，K为发动机混合比。At为推力室喉部面积，ρo、ρr分别为氧化剂和燃料的
密度，qmo、qmr分别为进入燃烧室的氧化剂和燃料流量，RTc、Γ为燃烧室内燃气的热力参数。由以上关系式可推出:
[0035]
[0037]
[0038] 发动机工作
频率主要取决于
活塞行程L和移动速度，可依据
流体动力学仿真计算确定。
[0039] 本实施例中，取发动机脉冲工作时设计真空推力为3000N，高压燃料腔直径为12mm，高压氧化剂环腔大径为31.6mm，小径为20mm，则氧化剂高压环腔截面积S1＝0.4699e-
2 2 2
3m ，燃料高压腔截面积S2＝0.1130e-3m ，低压环腔截面积S3＝0.2010e-3m ，混合比K＝
6.97，推力室喉部直径取9.2mm，喷管面积比取150，氧化剂高压腔到燃烧室的等效流阻系数ξo＝3.52MPa·s2/kg2，燃料高压腔到燃烧室的等效流阻系数ξr＝98.0MPa·s2/kg2，热力计算RTc＝1.1499×106J/kg,Γ＝1.1421，则计算获得燃烧室压力pc＝28Mpa。计算发动机真空理论比冲3345m/s，考虑燃烧效率0.975、喷管效率0.965，则发动机设计真空比冲为3147m/s。
[0040] 本实施例中，活塞行程取10mm，脉冲工作过程活塞移动平均速度计算值为1.329m/s，脉冲带宽为7.5ms，按控制阀入口压力0.45Mpa计算活塞回程时间为5.0ms，发动机工作频率约为80Hz。
