一种基于双路单喷嘴离心喷注器的空间双组元轨控发动机的制作方法

本发明涉及一种基于双路单喷嘴离心喷注器和硅化钼复合涂层推力室的空间双组元轨控发动机，适用于航天飞行器的轨道机动、轨道转移等任务需求。

背景技术：

双路单喷嘴离心式发动机采用嵌套结构的双路离心喷嘴来实现氧、燃两路推进剂的喷注，通过压降势能和旋流作用，使推进剂以高速的旋转射流状态喷出，在内、外力的扰动作用下，部分液滴雾化、蒸发参与自燃反应。

基于离心式单喷嘴喷注方案的空间轨控发动机具有高性能、长寿命、燃烧稳定性好以及可多次重复启动的特点，能够为大型卫星平台、在轨服务舱等航天器提供可靠动力，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。

但是，不同于高室压发动机，空间推进系统能够提供的工作压力有限，在较低的压降下要提高喷嘴的喷注效果比较困难。尤其对于离心式发动机而言，在低压降的条件下，难以获得理想的喷注速度和角度，影响雾化的质量。

此外，离心式喷注器的喷注形式和燃烧室的设计状态都会对燃烧和冷却产生至关重要的影响，而且存在严重的耦合关系。如果雾化、掺混的不充分，则发动机性能势必会大打折扣，如果燃烧温度分布不合理或者冷却不充分，则将导致燃烧室局部高温，进而影响工作寿命。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种基于双路单喷嘴离心喷注器和硅化钼复合涂层推力室的空间双组元轨控发动机。

本发明的技术方案是：一种基于双路单喷嘴离心喷注器的空间双组元轨控发动机，发动机包括控制阀、喷注器、推力室和温控装置；控制阀与喷注器连接，通过控制阀分别控制氧化剂、燃烧剂供给的通断；喷注器采用内外喷嘴同轴嵌入式旋流腔的结构，将氧化剂、燃烧剂喷入与之相连的推力室，温控装置为发动机提供温度保证，用以维持推进剂的正常状态。

进一步的，所述喷注器包括安装接板、主体结构、内喷嘴、外喷嘴；安装接板与主体结构连接，主体结构用于提供内喷嘴、外喷嘴、控制阀的连接接口；内喷嘴、外喷嘴均为带有旋流腔的中空圆柱体，顶端一侧带有一圈环槽，环槽内均匀分布若干切向孔；内喷嘴、外喷嘴在旋流腔底部以一定角度收缩，最终形成一个圆柱体的喷口，与外界环境连通；内喷嘴同轴装入外喷嘴内腔中并固定，形成内外喷嘴组合件。

进一步的，所述的安装接板为带有安装孔的中空圆板，主体结构的顶端插入安装接板的中心空部并连接；主体结构为顶端、底端分别有一个中心孔的圆柱体，两侧各有一个带有中心孔的圆柱台；主体结构底端中心孔内和圆柱体外均带有一个定位台阶；由内喷嘴、外喷嘴构成的内外喷嘴组合件从主体结构底部中心孔装入，压紧在主体结构中空的定位台阶上并固定；主体结构两侧带有中心孔的圆柱台分别与两台控制阀出口对接并固定。

进一步的，主体结构的顶端插入安装接板的中心空部并通过电子束焊接固定；内外喷嘴组合件压紧在主体结构中空的定位台阶上并通过电子束焊接固定。

进一步的，喷注器内路流量的调节通过内喷嘴切向孔的直径来控制，外路流量的调节通过外喷嘴切向孔的直径来控制。

进一步的，喷注器内路雾化角的角度通过内喷嘴喷口的长度来控制，外路雾化角的角度通过外喷嘴喷口的长度来控制。

进一步的，喷注器采用全电子束焊接结构。

进一步的，推力室通过电子束焊接与喷注器连接，温控装置通过激光焊接与喷注器连接。

进一步的，所述的推力室包括燃烧室、喷管；燃烧室为中空的薄壁回转体，小直径一端为直筒形的等壁厚圆柱体，壁厚满足强度设计要求，顶部带有台阶，与主体结构圆柱体外的台阶对接滑配，并通过电子束焊接连接，等壁厚圆柱体的另一端直径逐渐缩小，在喉部位置直径达到最小，通过喉部以后回转体的直径将再逐渐扩张增大，与喷管通过电子束焊接连接；喷管为拉瓦尔喷管，为薄壁钟形回转体，按照最大推力型线设计，小直径一端与燃烧室的大直径一端通过电子束焊接连接，焊接端壁厚1～2mm，随着钟形直径逐步增大，壁厚逐渐减小，在另一端的厚度0.4～0.6mm。

进一步的，所述的燃烧室表面涂覆涂层，涂层为耐高温抗氧化的硅化钼涂层，采用真空离子镀+硅化包渗方法制备。

进一步的，所述的燃烧室的特征长度大于900mm以上。

进一步的，喷注器采用钛合金材料，推力室基材采用铌钨合金材料。

进一步的，所述的温控装置包括加热装置、盖板、测温传感器；加热装置、盖板从顶部中心孔装入主体结构的中心孔中，通过盖板顶部与主体结构顶部平齐，并通过激光焊接进行固定；测温传感器安装在主体结构圆柱体外的台阶上端，通过激光焊接固定。

进一步的，所述的加热装置为内嵌入加热丝的圆片式加热器，为了提高可靠性，集成主备份加热丝。

进一步的，所述的控制阀选用通径合适的电磁阀或自锁阀产品。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明提出的空间双组元轨控发动机，采用了大直径旋流腔的设计结构以提高旋流影响，以降低流量系数，并增大切向分量，保证了喷注器在低压降状态下可以实现稳定的液流喷注、雾化。

(2)本发明提出的空间双组元轨控发动机，喷注器主要由切向孔和喷口实现节流，通过切向孔和喷口长度控制组织氧化剂、燃烧剂两路推进剂分别以合理的速度和角度喷注出来，一方面调整喷注速度，控制液滴喷出的动量分布，实现冷却和燃烧合理的分配比，另一方面是调整喷注角度，决定撞壁以及撞壁后二次掺混的位置，使燃烧火焰靠近喷注面板，降低喉部热力负荷。通过精修切向孔的方法可以来调整和控制喷注器的水力学特性，使喷注器获得较好的一致性和均匀性。

(3)本发明提出的空间双组元轨控发动机，喷注器的雾化角度可以通过喷口长度进行控制，喷口长度不会影响喷注器的流量压降特性，但可以调整雾化角度。喷口长度减少可以提高雾化角，喷口长度增大可以降低雾化角。

(4)本发明提出的空间双组元轨控发动机，由于仅有一路喷注单元组成，即一个内喷嘴和一个外喷嘴，为同轴嵌入式结构，因此不会存在多个喷注单元燃烧振荡耦合的问题，具有良好的点火稳定性。

(5)本发明提出的空间双组元轨控发动机，采用大燃烧空间设计，增长燃烧室长度，留出部分空间用于液滴的撞壁、二次雾化以及扩散掺混，另燃气有足够的停留时间实现充分燃烧。

(6)本发明提出的空间双组元轨控发动机，燃烧室表面涂覆涂层，涂层为耐高温抗氧化的硅化钼涂层，采用真空离子镀+硅化包渗方法制备，表面致密且光洁度高，可以有利于二次雾化和冷却液膜的铺展，与大流量的单路离心喷嘴的匹配性更好，两种推进剂液滴撞壁后二次掺混的效果更加理想。在高温段的燃烧室应用硅化钼涂层可以提高材料的耐温能力，比传统涂层的许用工作温度提高了100℃以上。此外，采用硅化钼复合涂层推力室可以提供较为光滑的壁面条件，避免液滴撞壁后近壁破碎和燃烧，造成燃烧室的局部高温，并且具有更加高的耐温能力。

(7)本发明提出的空间双组元轨控发动机，其热控装置采用集成化、模块化设计，加热装置为内嵌入加热丝的圆片式加热器，集成了主备份加热丝，可以为发动机在深空环境下提供温度保障，防止推进剂结冰。。

附图说明

图1为空间双组元轨控发动机的结构示意图；

图2为双路单喷嘴离心喷注器结构示意图；

图3为控制阀安装结构示意图；

图4为氧化剂流道结构示意图；

图5为燃烧剂流道结构示意图；

图6为推力室结构示意图；

图7为热控装置安装结构示意图；

具体实施方式

下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。

如图1所示，本发明提供了一种基于双路单喷嘴离心喷注器和硅化钼复合涂层推力室的空间双组元轨控发动机包括,安装接板1、主体结构2、内喷嘴3、外喷嘴4，推力室部分包括燃烧室5、喷管6，加热装置7、盖板8、测温传感器9，控制阀10和螺钉11；

如图2所示，安装接板1为带有安装孔的中空圆板，主体结构2的顶端插入安装接板1的中心空部，与安装接板1通过电子束焊接连接固定；主体结构2为顶端、底端分别有一个中心孔的圆柱体，两侧各有一个带有中心孔的圆柱台；主体结构2底端中心孔内和圆柱体外均带有一个定位台阶；内喷嘴3、外喷嘴4均为带有旋流腔的中空圆柱体，顶端一侧带有一圈环槽，环槽内均匀分布若干切向孔；内喷嘴3、外喷嘴4在旋流腔底部以一定角度收缩，最终形成一个圆柱体的喷口，与外界环境连通；内喷嘴3圆柱体外有定位内阶，从外喷嘴4顶部装入，定位台阶压紧外喷嘴4顶端，并通过电子束焊接固定，形成内外喷嘴组合件；由内喷嘴3、外喷嘴4构成的内外喷嘴组合件从主体结构2底部中心孔装入，压紧在主体结构2中空的定位台阶上，并通过电子束焊接固定。

如图3所示，主体结构2左右两侧各伸出一个带有中心孔的圆柱台，分别与两台控制阀10的出口对接，用若干个螺钉11安装拧紧固定，使控制阀10与主体结构2紧密连接；氧路、燃路控制阀分别控制氧化剂、燃烧剂供给的通断，阀门一旦开启，则氧化剂、燃烧剂将进入喷注器以及燃烧室，进行混合燃烧，点火工作。其中，左侧氧路控制阀与外喷嘴流道接通，右侧燃路控制阀与外喷嘴流道接通。

如图4所示，氧化剂从左侧的控制阀10进入主体结构2左侧中心孔，通过外喷嘴4的环槽流道，进入环槽内均布的切向孔产生高速的切向速度，进入外喷嘴4的旋流腔内，最终从外喷嘴4与内喷嘴3组成的圆柱形喷口喷出。

如图5所示，燃烧剂从右侧的控制阀10进入主体结构2左侧中心孔，通过内喷嘴3的环槽流道，进入环槽内均布的切向孔产生高速的切向速度，进入外喷嘴3的旋流腔内，最终从内喷嘴3的圆柱形喷口喷出。

如图6所示，燃烧室5为带有中空腔的回转体，从喷注器喷出的氧化剂、燃烧剂进入燃烧室的中控腔内发生雾化、掺混以及燃烧，形成高温燃气。燃烧室5小直径一端为中空的直筒形等壁厚圆柱体，壁厚满足强度设计要求，顶部带有定位台阶，与主体结构2圆柱体外的定位台阶下沿对接滑配，并通过电子束焊接连接。等壁厚圆柱体的另一端直径逐渐缩小，在喉部位置直径达到最小，通过喉部以后回转体的直径将再逐渐扩张增大，与喷管通过电子束焊接连接；喷管(6)为拉瓦尔喷管，为薄壁钟形回转体，按照最大推力型线设计，小直径一端与燃烧室(5)的大直径一端通过电子束焊接连接，焊接端壁厚相对较厚，可以达到1～2mm，随着钟形直径逐步增大，壁厚逐渐减小，在另一端的厚度可以达到0.4～0.6mm。

如图7所示，加热装置7、盖板8从顶部中心孔装入主体结构2的中心孔中；加热装置7为内嵌入加热丝的圆片式加热器，集成了主备份加热丝，可以为发动机在深空环境下提供温度保障，防止推进剂结冰；通过盖板8顶部与主体结构2顶部平齐，并通过激光焊接进行固定，可以避免焊接热量导致喷注器其他零件发生变形；测温传感器9安装在主体结构2圆柱体外的台阶上端两侧，通过激光焊接固定，可以分别作为主份和备份，用于检测加热器的加温效果并监测发动机的点火状态。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。