火箭发动机推力室的制作方法

本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体地涉及一种火箭发动机推力室。

背景技术：

火箭发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，为航天器变轨调姿提供动力。推力室是火箭发动机的核心组件，一般由喷注器、燃烧室和喷管组成，可将推进剂化学能转变成航天器推进力。推力室工作原理如下，利用喷注器将推进剂供入燃烧室中雾化、混合及燃烧，产生高温高压燃气，最终利用喷管将高温燃气超音速排出，产生航天器所需的推力。

火箭发动机推力室具有多种分类方法，根据用途和工作环境不同，可分为运载助推级推力室、上面级推力室和航天飞行器机动变轨推力室和姿态控制推力室；根据推力量级不同，可分为大推力的推力室和低推力的推力室；根据推进剂种类数量不同，可分为双组元推力室和单组元推力室。纵观国内外技术现状，火箭发动机推力室设计方案多种多样，也具有很多成功案例，火箭发动机推力室研究工作主要集中在以下三方面：1、增大喷管面积比，获得较高比冲；例如“一种应用于小推力液体火箭发动机燃烧室的离散扰流片(200910123198.1)”采用离散扰流片装置提高燃烧性能和提高比冲的作用。2、使用廉价、无毒、高能推进剂，降低发动机的研制和发射成本；例如“小推力单组元过氧化氢火箭发动机(201010052128.4)”将高浓度过氧化氢用作为单组元姿控火箭发动机的推进剂，可替代现常规有毒的肼类单组元推进剂，取得了单组元姿控发动机无毒化的有益效果。3、采用新材料、新技术，减轻重量，提高性能。

为实现火箭发动机具有大角度摇摆、多次启动、可长期在轨等功能，基于发明“一种火箭发动机头部与再生冷却身部的新型连接结构(zl201610345885.8)”和“火箭发动机复合材料喷管延伸段与短喷管推力室的新型连接结构(zl201610345895.1)”，提出一种火箭发动机推力室。

技术实现要素：

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种火箭发动机推力室。

根据本发明提供的一种火箭发动机推力室，包括头部喷注器、再生冷却身部、喷管延伸段、氧化剂管路、燃料管路、第一转轴、第二转轴；所述头喷注器依次连接再生冷却身部、喷管延伸段，所述再生冷却身部上设置有第一转轴、第二转轴，所述喷注器通过氧化剂管路连接第二转轴，所述喷管延伸段通过燃料管路连接第一转轴。

优选地，所述再生冷却身部燃烧室收敛段外壁加厚并连接第一转轴、第二转轴，所述第一转轴、第二转轴相对再生冷却身部燃烧室轴线呈对称分布。

优选地，所述头部喷注器上端部设置内螺纹接口、外螺纹接口，所述头部喷注器通过内螺纹接口连接氧化剂路过滤器，所述头部喷注器通过外螺纹接口连接氧化剂管路。

优选地，所述内螺纹接口尺寸为m20×1.5，所述外螺纹接口尺寸为m36×1.5，所述氧化剂路过滤器的精度为400目，所述氧化剂管路的通径为dn14。

优选地，所述头部喷注器下端部内侧设置有安装槽，能够定位再生冷却身部的燃烧室侧，采用高能束流焊接头部喷注器和再生冷却身部，隔离高温燃气和燃料，头部喷注器下端部外侧设置有焊接锁底用的台阶，能够用于高能束流焊接连接环大端，连接环小端与再生冷却身部燃烧室侧焊连接；所述连接环能够隔离燃料和外部环境。

优选地，所述连接环上设置有燃料路过滤器，所述燃料路过滤器的精度为400目。

优选地，所述再生冷却身部喷管侧与喷管延伸段小端采用法兰结构连接，

喷管延伸段的法兰沿着喷管延伸段小端向外扩张延伸形成锥形开口，所述锥形开口与喷管延伸段轴线之间的夹角为45°；

再生冷却身部的法兰为与喷管延伸段的法兰形状相匹配的锥形。

优选地，所述喷管延伸段的法兰与再生冷却身部的法兰之间通过柔性石墨密封环密封，并通过多个高温合金螺栓锁紧；所述高温合金螺栓与法兰结构之间设置有弹簧垫片、卡环。

优选地，所述柔性石墨密封环初始厚度为2mm，压缩率为25％；所述高温合金螺栓的螺纹尺寸为m8。

优选地，所述第一转轴、第二转轴均包括转轴系统，所述转轴系统包括键接口、第一密封面、第二密封面、螺纹管嘴、回转形曲面、轴盖板、燃料/氧化剂进口；

所述转轴系统的一端设置有能够连接提供扭矩的电机的键接口，转轴系统的另一端为与再生冷却身部燃烧室收敛段贴合回转形曲面，回转形曲面内部为轴盖板，所述转轴系统侧面上设置的螺纹管嘴能够连接氧化剂管路或燃料管路，所述转轴系统中部轴向上设置有与燃料/氧化剂输送装置连接的第一密封面、第二密封面，第一密封面、第二密封面之间设置一个或多个径向孔作为燃料/氧化剂进口，通过径向孔燃料/氧化剂流入转轴系统内部腔道，并螺纹管嘴流出；

所述第一转轴侧面的螺纹管嘴与燃料管路连接，实现燃料流入再生冷却身部的冷却槽道；所述第二转轴侧面的螺纹管嘴与氧化剂管路连接，实现氧化剂流入头部喷注器。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明采用喷管延伸段，显著提高火箭发动机真空比冲性能。

2、本发明采用再生冷却身部，有效降低推力室外壁面温度，利于航天器热防护。

3、本发明在再生冷却身部上设置转轴，便于火箭发动机实现摇摆功能。

4、本发明推力室内部设置氧化剂路过滤器和燃料路过滤器，可提升火箭发动机抗多余物污染能力。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明结构示意图。

图2为本发明头部喷注器局部剖视图。

图3为本发明头部喷注器和再生冷却身部连接处局剖视图。

图4为本发明再生冷却身部和喷管延伸段连接处局剖视图。

图5为本发明第一转轴结构示意图。

图中示出：

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

根据本发明提供的一种火箭发动机推力室，如图1所示，包括头部喷注器1、再生冷却身部2、喷管延伸段3、氧化剂管路4、燃料管路5、第一转轴6、第二转轴7；所述头喷注器1依次连接再生冷却身部2、喷管延伸段3，所述再生冷却身部2上设置有第一转轴6、第二转轴7，所述喷注器1通过氧化剂管路4连接第二转轴7，所述喷管延伸段3通过燃料管路5连接第一转轴6。所述再生冷却身部2燃烧室收敛段外壁加厚并连接第一转轴6、第二转轴7，所述第一转轴6、第二转轴7相对再生冷却身部2燃烧室轴线呈对称分布。本发明能够将推进剂的化学能转化为航天器飞行的动能，同时实现火箭发动机具有大角度摇摆、多次启动、可长期在轨等功能。本发明拓展性强，适用于运载上面级轨控发动机、载人飞船轨控发动机、适用于战略导弹末级轨控发动机、深空探测器轨控发动机，对空间姿控发动机设计也有一定的借鉴意义。

如图2所示，所述头部喷注器1上端部设置内螺纹接口101、外螺纹接口102，所述头部喷注器1通过内螺纹接口101连接氧化剂路过滤器8，所述头部喷注器1通过外螺纹接口102连接氧化剂管路4。所述内螺纹接口101尺寸为m20×1.5，所述外螺纹接口102尺寸为m36×1.5，所述氧化剂路过滤器8的精度为400目，所述氧化剂管路4的通径为dn14。

如图3所示，所述头部喷注器1下端部内侧设置有安装槽，能够定位再生冷却身部2的燃烧室侧，采用高能束流焊接头部喷注器1和再生冷却身部2，隔离高温燃气和燃料，头部喷注器1下端部外侧设置有焊接锁底用的台阶，能够用于高能束流焊接连接环9大端，连接环9小端与再生冷却身部2燃烧室侧焊连接；所述连接环9能够隔离燃料和外部环境。所述连接环9上设置有燃料路过滤器10，所述燃料路过滤器10的精度为400目。

如图4所示，所述再生冷却身部2喷管侧与喷管延伸段3小端采用法兰结构连接，喷管延伸段3的法兰沿着喷管延伸段3小端向外扩张延伸形成锥形开口，所述锥形开口与喷管延伸段3轴线之间的夹角为45°；再生冷却身部2的法兰为与喷管延伸段3的法兰形状相匹配的锥形。所述喷管延伸段3的法兰与再生冷却身部2的法兰之间通过柔性石墨密封环11密封，并通过多个高温合金螺栓12锁紧；所述高温合金螺栓12与法兰结构之间设置有弹簧垫片13、卡环14。所述柔性石墨密封环11初始厚度为2mm，压缩率为25％；所述高温合金螺栓12的螺纹尺寸为m8。优选地，所述高温合金螺栓12为18个并在法兰结构周向上均匀分布；所述高温合金螺栓12采用双half卡环(半卡环)14均布受力，采用弹簧垫片13进行防松。

如图5所示，所述第一转轴6、第二转轴7均包括转轴系统，所述转轴系统包括键接口61、第一密封面62、第二密封面63、螺纹管嘴64、回转形曲面65、轴盖板66、燃料/氧化剂进口67；所述转轴系统的一端设置有能够连接提供扭矩的电机的键接口61，转轴系统的另一端为与再生冷却身部2燃烧室收敛段贴合回转形曲面65并焊接连接再生冷却身部2，回转形曲面65内部为轴盖板66，所述转轴系统侧面上设置的螺纹管嘴64能够连接氧化剂管路4或燃料管路5，所述转轴系统中部轴向上设置有与燃料/氧化剂输送装置连接的第一密封面62、第二密封面63，第一密封面62、第二密封面63之间设置一个或多个径向孔作为燃料/氧化剂进口67，通过径向孔燃料/氧化剂流入转轴系统内部腔道，并螺纹管嘴64流出，优选地，所述径向孔为径向光孔；所述第一转轴6侧面的螺纹管嘴64与燃料管路5连接，实现燃料流入再生冷却身部2的冷却槽道；所述第二转轴7侧面的螺纹管嘴64与氧化剂管路4连接，实现氧化剂流入头部喷注器1。

本发明的工作原理如下：

燃料先通过第一转轴6上的径向孔进入转轴内部腔道；燃料从第一转轴6上的螺纹管嘴64流出并进入燃料管路5；燃料从燃料管路5流出进入再生冷却身部2的冷却槽道；燃料从再生冷却身部2的冷却槽道流出，经过连接环9及燃料路过滤器10，进入头部喷注器1；燃料从头部喷注器1喷出，进入再生冷却身部2的推力室燃烧室；

氧化剂先通过第二转轴7上的径向孔进入转轴内部腔道；氧化剂从第二转轴7上的螺纹管嘴64流出并进入氧化剂管路4；氧化剂从氧化剂管路4流出，经过氧化剂路过滤器8，进入头部喷注器1；氧化剂从头部喷注器1喷出，进入再生冷却身部2的推力室燃烧室；

氧化剂和燃料在推力室燃烧室内雾化、混合、燃烧，形成高温高压燃气，通过推力室喷管产生推力；

电机与第一转轴6或第二转轴7连接，输出发动机摇摆所需的力矩，进而实现发动机摇摆功能。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。