技术领域
[0001] 本
发明涉及航空宇航推进技术领域，具体地说，涉及一种卫星、运载火箭上面级或空间
飞行器的环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机。
背景技术
[0002] 卫星、运载火箭上面级或空间飞行器大都需要设置
姿态控制发动机以保持和控制飞行姿态，采用可催化分解产生燃气的单组元作为推进剂的姿态控制发动机因其系统相对简单，且具有高于冷气推进的性能，在国际上已得到广泛的应用，如美国的半人
马座D H2O2辅助推进系统、同步通信卫星SyncomⅡ、SyncomⅢ和“晨
鸟”飞行器的姿轨控系统等。这些单组元催化分解姿控发动机均采用
挤压供应方式，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，这些姿控发动机的室压一般都相对较低，只有1～2Mpa，发动机性能偏低。
[0003] 为取消挤压式推进系统的气瓶，美国Lawrence Livemore国家实验室2002年提出了一种带柱塞
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一方面驱动柱塞泵，另一方面引入贮箱给贮箱增压。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方案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两方面问题：其一是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，这是制约该推进系统方案所能达到压力
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，本发明提出一种环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机。
[0005] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:包括缸体、
活塞、连接座、
钢珠、
弹簧、密封垫和推力室，其特征在于连接座端头连接
控制阀，缸体安装在推力室的头部，并通过连接座和推力室
螺纹连接；活塞可在缸体中往复移动；活塞和缸体之间配合形成一个大径为D、小径为d的高压环腔和一个直径为d的圆柱腔，圆柱腔通过泄出口通外界，为低压腔；缸体与推力室之间配合形成环形的催化剂腔，催化剂腔通过圆周布置的小孔和环形通道与
燃烧室相通；缸体设有环形布置的小孔使入口与高压腔相通，高压腔端头
位置设有周向布置的小孔与催化剂腔相通；连接座、钢珠和弹簧组成
单向阀；燃烧室稳定压力由下式确定:
[0006]
[0007] po＝pc+Δpo
[0008]
[0009]
[0010] 式中，Δpo、ξ分别为从高压腔到燃烧室的压降和等效流阻系数，po为圆柱腔压力，pe为外界环境压力，At为推力室喉部面积，pc为燃烧室压力，qm为进入燃烧室的推进剂流量，RTc、Γ为燃烧室内燃气的热力参数；以上式可推出:
[0011]
[0013]
[0014] 发动机工作
频率决于
活塞行程L和移动速度，可依据
流体动力学仿真计算确定。
[0015] 催化分解的单组元推进剂为高浓度过氧化氢，或无水肼。
[0016] 有益效果
[0017] 本发明提出的一种环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机；将环缸型气动柱塞泵与推力室有机地结合成一个整体，通过利用
不平衡面积形成压力差的环缸型气动柱塞泵形成自增压脉冲工作方式，避免排气损失和工作于高温高压介质的调节组件，大幅提高发动机推力室室压和降低推进剂贮箱供应压力，从而有效地提高发动机性能、降低推进系统的结构重量。
[0018] 本发明将缸体、活塞和单向阀组成环缸型气动柱塞泵，驱动柱塞泵的气体为燃烧室内的经柱塞泵增压后推进剂催化分解产生的热燃气，利用活塞受到燃气侧压力作用面积大于环腔内推进剂的压力作用面积产生的压力差形成正反馈增压效应，从而使发动机实现高室压脉冲工作。
[0019] 本发明具有贮箱压力低，一般为0.3～0.5Mpa，燃烧室压力高，可超过25Mpa，性能高，尺寸小的特点；作为卫星、运载器上面级姿轨控动力系统，可以在保证发动机性能的同时，大幅降低增压气体用量，有效地减轻结构重量，提高系统的安全性和可靠性。
附图说明
[0020] 下面结合附图和实施方式对本发明一种环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机作进一步详细说明。
[0021] 图1为本发明环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机示意图。
[0022] 图2为本发明姿控发动机的活塞示意图。
[0023] 图3为本发明姿控发动机的缸体结构示意图。
[0024] 图4为图3的C-C向剖视图。
[0025] 图5为图3的D-D向剖视图。
[0026] 图中
[0027] 1.缸体 2.活塞 3.连接座 4.钢珠 5.弹簧 6.密封垫 7.推力室
具体实施方式
[0028] 本
实施例是一种环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机。
[0029] 参阅图1～图5，本实施例环缸型气动柱塞自增压单组元脉冲工作姿控发动机，由缸体1、活塞2、连接座3、钢珠4、弹簧5、密封垫6和推力室7组成；其中，连接座3端头连接控制阀，缸体1安装在推力室7的头部，并通过连接座3和推力室7
螺纹连接固定；活塞2可在缸体1中往复移动；活塞2和缸体1之间配合形成一个大径为D、小径为d的高压环腔和一个直径为d的圆柱腔，圆柱腔通过泄出口通外界，为低压腔；缸体与推力室之间配合形成环形的催化剂腔，催化剂腔通过圆周布置的小孔和环形通道与燃烧室相通；缸体1设置有环形布置的小孔使入口与高压腔相通，高压腔端头位置设有周向布置的小孔与催化剂腔相通；连接座3、钢珠4和弹簧5组成单向阀；燃烧室稳定状态的压力可由下式确定:
[0030]
[0031] po＝pc+Δpo
[0032]
[0033]
[0034] 式中，Δpo、ξ分别为从高压腔到燃烧室的压降和等效流阻系数，po为圆柱腔压力，pe为外界环境压力，At为推力室喉部面积，pc为燃烧室压力，qm为进入燃烧室的推进剂流量，RTc、Γ为燃烧室内燃气的热力参数；以上式可推出:
[0035]
[0036] 当真空环境条件下则
[0037]
[0038] 发动机工作频率决于活塞行程L和移动速度，可依据流体动力学仿真计算确定。
[0039] 催化分解的单组元推进剂为高浓度过氧化氢，或无水肼。
[0040] 以90％浓度过氧化氢推进剂为例，将多层
银网催化剂卷入环形催化剂腔，并在连接座3左端连接控制阀，控制阀入口连接由贮箱引出的推进剂管路。当需要发动机工作时，打开控制阀，过氧化氢推进剂在贮箱压力作用下推开钢珠4，推进剂缸体1上环形布置的小孔进入环形高压腔，推动活塞2向右移动，同时小部分推进剂通过缸体的周向布置的小孔进入催化剂腔；活塞移动到与推力室端头
接触后止动，推进剂充满高压腔后全部流量流入环形催化剂腔，经催化后产生热燃气喷入推力室的燃烧室腔；由于推力室喉部的憋压作用，燃烧室压力pc增加，活塞受到向左的作用力，由于圆柱腔为低压腔，活塞因受到不平衡面积形成的力差而向左移动，此时环形高压腔压力增高，钢珠4左移，单向阀关闭，同时进入燃烧室的气体流量增加，pc进一步增加，使得环形高压腔压力随之增加，从而形成正反馈效应，使得燃烧室可以达到很高的压力水平，气体通
过喷管喷出后产生推力。当活塞移动到端头后停止移动，进入燃烧室的推进剂被切断，室压快速下降，当室压下降到环境压力时，钢珠4又向右移动，单向阀又打开，如此往复，使得发动机以脉冲方式工作。当控制阀关闭时，发动机完成最后一个脉冲后关机。
[0041] 燃烧室达到稳定状态的压力可由以下关系式确定:
[0042]
[0043] po＝pc+Δpo
[0044]
[0045]
[0046] 式中，Δpo、ξ分别为从高压腔到燃烧室的压降和等效流阻系数，po为圆柱腔压力，pe为外界环境压力，At为推力室喉部面积，pc为燃烧室压力，qm为进入燃烧室的推进剂流量，RTc、Γ为燃烧室内燃气的热力参数。以上关系式可推出:
[0047]
[0048] 当真空环境条件下则
[0049]
[0050] 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。
[0051] 本实例按单次脉冲推力100N设计，选择环腔大径D为14.2mm，小径d为8mm，高压腔到燃烧室的流阻系数ξ＝0.52×103Pa·(s2/g2)，推力室喉部直径为2mm，喷管出口直径为20mm，喷管面积比100，热力计算获得90％过氧化氢分解气体RTc＝3.761×105J/kg，Γ＝
1.1418，计算得到真空环境条件下燃烧室压力pc＝26.17Mpa，进而依据热力参数计算确定发动机比冲Isp＝1783.7m/s。如进一步加大喷管面积比，则发动机真空比冲可进一步提高。
[0052] 本例活塞行程取8mm，脉冲工作过程活塞移动平均速度计算值为0.3702m/s，脉冲带宽为21.6ms，按控制阀入口压力0.35Mpa计算活塞回程时间为8.0ms，发动机工作频率33.8Hz。
