一种液固耦合式火箭发动机的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种液固耦合式火箭发动机，包括火箭圆柱形外壳，在火箭圆柱形外壳内设有固体药柱，在火箭圆柱形外壳的前端设置有一中心锥体，中心锥体包括前体、后体以及中心椎体壳体，在前体与火箭圆柱形外壳之间形成有外界空气入口，在中心锥体内设置有液体发动机和通过所述液体发动机点火的第一燃烧室，在第一燃烧室的出口与固体药柱之间形成有第二燃烧室，液体发动机设置在中心锥体内，液体发动机包括燃烧剂储罐、氧化剂储罐、集液混合器以及喷注器。本发明液固耦合式火箭发动机缩小了第一燃烧室的外部尺寸，节约了内部空间，简化火箭发动机的结构；这样能够增加固体药柱的体积，提高液固耦合式火箭发动机的动力系统的性能。
【专利说明】
一种液固耦合式火箭发动机
技术领域
[0001]本发明涉及一种发动机领域，尤其涉及一种液固耦合式火箭发动机。
【背景技术】
[0002]随着科学的不断发展，人们已经发明制作了各种型号的火箭，火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂储罐或运载工具内的反应物(推进剂)变成高速射流，由于牛顿第三运动定律而产生推力。
[0003]液体火箭发动机通过栗或者高压气体使氧化剂和燃烧剂分别进入燃烧室，两种推进剂成分在燃烧室混合并燃烧;而固体火箭发动机在燃烧室内直接装填固体推进剂，固体火箭发动机由药柱、燃烧室、喷管组件和点火装置等组成，药柱是由推进剂与少量添加剂制成的中调圆柱体(中空部分为燃烧面)；固液混合火箭使用固体和液体混合推进的发动机；近年来由于人们对高超音速飞行器的深入研究；尤其对火箭基组合循环发动机探讨和创新，使得固液组合式循环发动机发挥出最大性能和优势，从而成为实现航空航天动力推进的最佳选择，而涡轮基组合循环发动机适用于在低空进行高超音速飞行，然而在实际工程使用过程中，对涡轮发动机技术要求高，涡轮栗结构复杂，工作条件苛刻，压头高，因此设计效率尚的祸轮栗也是发动机研制中的关键。
[0004]不管这些火箭内部构造有多复杂，其主要部分都可以归纳为壳体和燃烧壳体是圆筒形的，前端是封闭的尖端，后端有尾喷管，燃料燃烧产生的高温压燃气从尾喷管迅速喷出，火箭是利用反冲力量向前飞去;在实际工程应用过程中，火箭的可靠性和安全性都非常重要，为了保证火箭可靠性和安全性，同时提高有效载荷重量，首先要保证推进剂供应系统，发动机控制系统正常运行，其次就必须降低火箭的自重，第三要节约火箭内体的实用空间；而在设计过程中可靠性和降低自重是无法同时满足的。
【发明内容】
[0005]本发明的目的是通过提供一种液固耦合式火箭发动机，其能够筒化发动机的结构创新和优化发动机燃料供给系统，同时节省火箭发动机内部空间，并提高液固耦合式火箭发动机整体的热力学效率，动力系统的性能以及经济性能。
[0006]技术方案:为实现上述目的，本发明的技术方案如下:
一种液固耦合式火箭发动机，包括火箭圆柱形外壳，在所述火箭圆柱形外壳内设有固体药柱，在所述火箭圆柱形外壳尾部形成有火箭超声速喷口，其特征在于:在所述火箭圆柱形外壳的前端设置有一中心锥体，中心锥体包括前体、后体以及与所述后体同轴设置并位于后体外侧的中心椎体壳体，在所述前体与所述火箭圆柱形外壳之间形成有外界空气入口，在所述中心锥体内设置有液体发动机和通过所述液体发动机点火的第一燃烧室，在所述第一燃烧室的出口与固体药柱之间形成有第二燃烧室，所述中心锥体的后体固定设置在火箭圆柱形外壳内，在所述中心锥体壳体与火箭圆柱形外壳之间形成有与所述外界空气入口连通的外界进气通道，该外界进气通道的出口与所述第二燃烧室连通;所述液体发动机设置在中心锥体内，液体发动机包括燃烧剂储罐、氧化剂储罐、集液混合器以及喷注器，所述燃烧剂储罐和氧化剂储罐分别通过管路与所述集液混合器连通，所述喷注器连接在所述集液混合器上。
[0007]所述前体为锥形顶盖，所述后体为圆筒体结构，所述前体从火箭圆柱形外壳的前端伸出，且后部连接于后体的前端。
[0008]所述后体所述前体一体成型。
[0009]在所述氧化剂储罐与集液混合器之间设置有多个氧化剂输出管，多个氧化剂输出管的一端与集液混合器的氧化剂入口连接，多个氧化剂输出管的另一端串接氧化剂液压栗与相对应的氧化剂储罐出口连通。
[0010]所述在氧化剂储罐的一侧外壁上设置有与电磁辅助阀连接的辅助管，所述辅助管的另一端与第一燃烧室连通。
[0011]所述液固耦合式火箭发动机启动时，外部的空气无法通入经由内部进气通道进入第一燃烧室，启动辅助电磁阀，氧化剂储罐内的氧化剂经由辅助管以及内部进气通道进入第一燃烧室，并且与经由多个燃烧剂输出管，集液混合器以及燃料喷注器进入第一燃烧室的燃料反应，完成所述液固耦合式火箭发动机的启动;所述液固耦合式火箭发动机启动后，打开气流控制阀及液压栗，并同时关闭辅助电磁阀，这样从外部引射大量的空气经由内部进气通道进入第一燃烧室，再经由外进气道进入第二燃烧室;所述液固耦合式火箭发动机在启动后的运行过程中，空气与进入第一燃烧室燃料混合裂变燃烧，经由中心锥体的出口喷出的高温燃气并经过第二燃烧室以及超声速喷口快速排出以产生推力，由中心锥体后体的出口喷出的高温燃气经过第二燃烧室时，点燃固体药柱，固体药柱与经由外进气道流入的空气反应燃烧并产生高温燃气，高温燃气经由超声速喷口快速排出以产生推力。
[0012]更进一步的，所述中心锥体前体为锥形，在前体内设置有液体发动机机组。
[0013]更进一步的，所述后体为圆筒体结构，在圆筒体内设置有燃烧剂储罐和氧化剂储罐，集液混合器和喷注器以及第一燃烧室。
[0014]更进一步的，所述后体出口处的后端为渐缩的锥形，从而使第一燃烧室在圆筒体横向(轴向)上的末端的出口处为圆锥漏斗形喷口。
[0015]更进一步的，在所述后体壳体内还设置有多个燃烧剂输出管，并且按序周向分布；所述燃烧剂输出管的一端连接集液混合器的燃烧剂入口，所述燃烧剂输出管的另一端串接燃烧剂液压栗与相对应的燃烧剂储罐的出口连通。所述多个燃料输出管为8个且相邻燃料输出管之间的夹角为45度。
[0016]更进一步的，所述后体内设置有多个内部进气通道，多个内部进气通道为8个，且相邻内部进气通道之间的夹角为45度。
[0017]更进一步的，所述后体与中心锥体前体通过焊接相连接;所述后体与漏斗形喷口通过焊接成为一体。
[0018]更进一步的，所述固体药柱为空心圆柱体结构，固体药柱，收容并固定于火箭圆柱形外壳内，固定药柱的外壳和内筒体之间通过两侧端板焊接成一个空心圆柱体，圆筒体内部中空作为气流通道。
[0019]更进一步的，在所述后体内设置有集液混合器;所述集液混合器为圆盘式结构，在所述圆盘体的外弧面上有序分布多个燃烧剂入口和多个氧化剂入口，在所述集液混合器的一侧端面上有序设置有多个燃料喷注器，本发明实施方案的喷注器为8个，且相邻燃料喷注器之间的夹角为45度，喷注器连通燃料入口和第一燃烧室。
[0020]有益效果
(I)本发明的液固耦合式火箭发动机，将液体发动机与固体药柱收容在火箭圆柱形外壳内，而液体发动机中第一燃烧室内燃料的燃烧以及固体药柱的燃烧生成的高温燃气经过箭尾喷管排出能够大大增加所述液固耦合式火箭发动机的推力，同时也能提高液固耦合式火箭发动机的热力学效率以及动力系统的性能。
[0021](2)本发明的液固耦合式火箭发动机，其液体发动机设置于火箭圆柱形壳体前端的中心椎体内，缩小了第一燃烧室的尺寸，节省内部空间，简化液固耦合式火箭发动机的结构，同时节省的内部空间能够增加固体药柱的体积，提升液固耦合式火箭发动机的动力系统的性能。
[0022](3)本发明的液固耦合式火箭发动机，将燃烧剂储罐、氧化剂储罐、集液混合器全部收容于中心锥体内；系统采用集液混合器，能够保证系统燃料供给稳定性和可靠性，同时提升系统的安全性。
【附图说明】
[0023]图1为本发明的液固耦合式火箭发动机的示意图；
图2为本发明的液固耦合式火箭发动机的一个角度的剖视图；
图3为本发明的液固耦合式火箭发动机的集液混合器的剖视图；
图4为本发明的液固耦合式火箭发动机的燃烧剂储罐的剖视图；
图5为本发明的液固耦合式火箭发动机的氧化剂储罐的剖视图；
图6为本发明的液固耦合式火箭发动机的空气入口、气流控制阀以及内部进气通道的局部示意图。
[0024]图7为本发明的液固耦合式火箭发动机的中心锥体结构示意图。
[0025]图中标号
I火箭圆柱形外壳、2中心锥体、3氧化剂输出管、4燃料入口、5外界空气入口、6液体发动机、7燃烧剂储罐、8氧化剂储罐、9氧化剂储罐出口、10集液混合器、11前体、12内部进气通道、13第一燃烧室、14外进气道、15喷注器、16燃烧剂输出管、17燃烧剂入口、18氧化剂入口、19燃烧剂储罐出口、20燃烧剂液压栗、21辅助电磁阀、22燃料辅助管、23中心椎体壳体、24第二燃烧室、25圆锥漏斗形喷口、26超声速喷口、27固体药柱、28氧化剂液压栗、29气流控制阀。30后体。
【具体实施方式】
[0026]下面结合附图对本发明作更进一步的说明:
如图1、图2所示，一种固液耦合式火箭发动机，其包括火箭圆柱体外壳1，中心锥体2、外界空气入口 5、液体发动机6、外界进气通道14、内部进气通道12、燃料入口 4、第一燃烧室13，燃烧剂储罐7、氧化剂储罐8、集液混合器10、燃料喷注器15、第二燃烧室24及固体药柱27以及超声速喷口。
[0027]在火箭圆柱形外壳体I的前端设有外界空气入口5，连通外部大气，在火箭圆柱形外壳I的后端设置有超声速喷口。
[0028]在火箭圆柱形外壳的前端设置有一中心锥体2，在该中心锥体与火箭圆柱形外壳I之间形成有外界空气入口，在中心锥体2内设置有液体发动机6和通过液体发动机点火的第一燃烧室13，在所述第一燃烧室的出口与固体药柱27之间形成有第二燃烧室24，
中心锥体的后体固定设置在火箭圆柱形外壳I内，在该后体30与火箭圆柱形外壳之间形成有与外界空气入口 5连通的外界进气通道14，该外界进气通道的出口与第二燃烧室24连通;液体发动机6设置在中心锥体内，液体发动机包括燃烧剂储罐7、氧化剂储罐8、集液混合器10以及喷注器15，燃烧剂储罐7和氧化剂储罐8分别通过管路与集液混合器10连通，喷注器15连接在集液混合器上。
[0029]在火箭圆柱形外壳I内设置有中心锥体的后体，在中心锥体的后体内分别设置有燃烧剂储罐7与氧化剂储罐8，在中心锥体的后体内还设置有集液混合器10以及第一燃烧室13，从而保证燃烧供给系统的可靠性和稳定性。
[0030]如图1、图2、图7所示，在所述火箭圆柱形外壳的前端与中心锥体连接处设置有外界空气入口。
[0031 ]中心锥体包括前体11、后体30以及中心椎体壳体23，所述前体11为锥形顶盖、后体30为圆筒体结构，所述前体11从火箭圆柱形外壳I的前端伸出，且后部连接于圆筒式后体30的前端;所述后体30，位于火箭圆柱形外壳I中，且与中心锥体2的前体11 一体形成;所述液体发动机6设置在中心锥体内；所述液体发动机包括燃烧剂储罐7、氧化剂储罐8、集液混合器10、喷注器15以及第一燃烧室13均收容并固定于中心锥体内。
[0032]后体30与中心锥体前体11通过焊接相连接；中心锥体壳体围绕整个后体30并固定设置于中心锥体前体的后部外表面。后体30在轴向上末端为圆锥漏斗形出口。
[0033]如图6所示，在第一燃烧室13的外壁与火箭圆柱形外壳体I之间设置有多个内部进气通道12;内部进气通道12—端与第一燃烧室13连通，另一端串接气流控制阀29与外界空气入口 5连通。
[0034]如图2、图3、图4、图5所示，在氧化剂储罐7与集液混合器10之间设置有多个氧化剂输出管3。多个氧化剂输出管3的一端与集液混合器1的氧化剂入口 18连接，另一端串接氧化剂液压栗28与相对应的氧化剂储罐出口 9连通。
[0035]在后体30内还设置有多个燃烧剂输出管16，并且按序周向分布;燃烧剂输出管16的一端连接集液混合器1的燃烧剂入口 17，燃烧剂输出管16的另一端串接燃烧剂液压栗20与相对应的燃烧剂储罐的出口 19连通;多个燃烧剂输出管16为8个，且相邻燃烧剂输出管之间的夹角为45度。
[0036]多个燃料喷注器15，周向均匀分布在后体30内，且液体火箭发动机开口设于后体30的外表面上并径向锥形延伸，多个燃料喷注器15连通燃料入口 4和第一燃烧室13。
[0037]在氧化剂储罐8的一侧外壁上设置有系统初始启动用电磁辅助阀21，连有辅助管22;所辅助管22的另一端与第一燃烧室13连通。
[0038]外进气通道14，设置于火箭圆柱形外壳I和液体发动机6之间，一端连通于火箭圆柱形外壳I的外界空气入口 5。
[0039]第二燃烧室24，设置于火箭圆柱形外壳I内的位于后体30后方的空间，第二燃烧室24前端连通于第一燃烧室13的出口以及外进气通道14的另一端，后端连通于外壳的超声速喷口 26。
[0040]固体药柱27为圆筒体结构，收容并固定于火箭圆柱形外壳内且位于第二燃烧室内，其内部中空以供空气流动的通道。
[0041 ]后体30为圆筒体结构，在圆筒体内设置有燃烧剂储罐7和氧化剂储罐8，集液混合器和喷注器以及第一燃烧室。
[0042]后体30出口处的后端为渐缩的锥形，从而使第一燃烧室13在圆筒体横向(轴向)上的末端的出口处为圆锥漏斗形喷口 25。
[0043]后体内设置有多个内部进气通道12，多个内部进气通道为8个，且相邻内部进气通道之间的夹角为45度。
[0044]所述后体30与中心锥体前体11通过焊接相连接;所述后体30与漏斗形喷口25通过焊接成为一体。
[0045]固体药柱27为空心圆柱体结构，固体药柱27，收容并固定于火箭圆柱形外壳内，固定药柱的外壳和内筒体之间通过两侧端板焊接成一个空心圆柱体，圆筒体内部中空作为气流通道。
[0046]在所述后体30内设置有集液混合器10;集液混合器10为圆盘式结构，在圆盘体的外弧面上有序分布多个燃烧剂入口和多个氧化剂入口，在集液混合器10的一侧端面上有序设置有多个燃料喷注器，本发明实施方案的喷注器为8个，且相邻燃料喷注器之间的夹角为45度，喷注器连通燃料入口和第一燃烧室。
[0047]本发明火箭发动机的工作过程为:
液固耦合式火箭发动机启动时，外部的空气无法通入经由内部进气通道12进入第一燃烧室13，启动辅助电磁阀21，氧化剂储罐8内的氧化剂经由辅助管22以及内部进气通道12进入第一燃烧室13，并且与经由多个燃烧剂输出管16、集液混合器1以及燃料喷注器15进入第一燃烧室的燃料反应，完成液固耦合式火箭发动机的启动;液固耦合式火箭发动机启动后，打开气流控制阀29及液压栗，并同时关闭辅助电磁阀21，这样从外部引射大量的空气经由内部进气通道12进入第一燃烧室13，再经由外进气道14进入第二燃烧室24;液固耦合式火箭发动机在启动后的运行过程中，空气与进入第一燃烧室燃料混合裂变燃烧，经由中心锥体后体的出口喷出的高温燃气并经由过第二燃烧室24以及超声速喷口 26快速排出以产生推力，由中心锥体后体的出口喷出的高温燃气经过第二燃烧室时，点燃固体药柱27，固体药柱27与经由外进气道14流入的空气反应燃烧并产生高温燃气，高温燃气经由超声速喷口 26快速排出以产生推力。
[0048]本发明的液固耦合式火箭发动机，其液体发动机和集成柱设置于火箭圆柱形壳体的前端，缩小了第一燃烧室的尺寸，节省内部空间，简化液固耦合式火箭发动机的结构，同时节省的内部空间能够增加固体药柱的体积，提升所述液固耦合式火箭发动机的动力系统的性能。
【主权项】
1.一种液固耦合式火箭发动机，包括火箭圆柱形外壳，在所述火箭圆柱形外壳内设有固体药柱，在所述火箭圆柱形外壳尾部形成有火箭超声速喷口，其特征在于:在所述火箭圆柱形外壳的前端设置有一中心锥体，中心锥体包括前体、后体以及与所述后体同轴设置并位于后体外侧的中心椎体壳体，在所述前体与所述火箭圆柱形外壳之间形成有外界空气入口，在所述中心锥体内设置有液体发动机和通过所述液体发动机点火的第一燃烧室，在所述第一燃烧室的出口与固体药柱之间形成有第二燃烧室，所述中心锥体的后体固定设置在火箭圆柱形外壳内，在所述中心锥体壳体与火箭圆柱形外壳之间形成有与所述外界空气入口连通的外界进气通道，该外界进气通道的出口与所述第二燃烧室连通;所述液体发动机设置在中心锥体内，液体发动机包括燃烧剂储罐、氧化剂储罐、集液混合器以及喷注器，所述燃烧剂储罐和氧化剂储罐分别通过管路与所述集液混合器连通，所述喷注器连接在所述集液混合器上。2.根据权利要求1所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:所述前体为锥形顶盖，所述后体为圆筒体结构，所述前体从火箭圆柱形外壳的前端伸出，且后部连接于后体的前端。3.根据权利要求2所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:所述后体所述前体一体成型。4.根据权利要求3所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:在所述第一燃烧室的外壁与火箭圆柱形外壳体之间设置有多个内部进气通道;所述内部进气通道一端与第一燃烧室连通，内部进气通道另一端串接气流控制阀与外界空气入口连通。5.根据权利要求4所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:所述多个内部进气通道为8个，且相邻内进气通道之间的夹角为45度。6.根据权利要求1所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:所述喷注器为周向均匀分布在所述后体内的多个，多个燃料喷注器连通燃料入口和第一燃烧室。7.根据权利要求6所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:燃料喷注器为8个，且相邻燃料喷注器之间的夹角为45度。8.根据权利要求1所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:在所述氧化剂储罐与集液混合器之间设置有多个氧化剂输出管，多个氧化剂输出管的一端与集液混合器的氧化剂入口连接，多个氧化剂输出管的另一端串接氧化剂液压栗与相对应的氧化剂储罐出口连通。9.根据权利要求1所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:在所述后体内还设置有多个燃烧剂输出管，并且按序周向分布;所述燃烧剂输出管的一端连接集液混合器的燃烧剂入口，所述燃烧剂输出管的另一端串接燃烧剂液压栗与相对应的燃烧剂储罐的出口连通。10.根据权利要求1所述的液固耦合式火箭发动机，其特征在于:在所述氧化剂储罐的一侧外壁上设置有与电磁辅助阀连接的辅助管，所述辅助管的另一端与第一燃烧室连通。
【文档编号】F02K9/72GK106050475SQ201610629210
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年8月3日
【发明人】杨斯涵
【申请人】杨斯涵