一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法与流程

1.本发明属于航空航天发动机技术领域，具体是一种具有燃烧室容腔调节功能的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法。


背景技术：

2.在变推力液体火箭发动机设计中，保证不同工况下发动机的高燃烧效率及其相应工况下可靠工作是变推力技术攻关的重点和难点。
3.受固定结构的影响，变推力发动机在低推力工况条件下可用于冷却的推进剂流量少，燃烧室热防护难度非常高，甚至某些时候为降低热防护难度而牺牲发动机燃烧效率。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本发明旨在提供一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法，可以根据发动机工况的变化同步调整燃烧室容腔，降低燃烧室热防护难度。
5.为了实现上述目的，本发明采用以下技术方案：
6.一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机，包括，
7.燃烧室，所述燃烧室为拉瓦尔喷管结构，包括圆柱段、收敛段、喉部及扩张段；
8.喷注器壳体，所述喷注器壳体置于燃烧室的圆柱段内，喷注器壳体的外表面有一条环形槽，环形槽与圆柱段内壁之间形成了集液腔，集液腔上方以及下方且位于喷注器壳体与燃烧室圆柱段内壁之间设置有径向密封结构，喷注器壳体上还开设有与集液腔连通的燃料进口和燃料出口，以及贯穿喷注器壳体上、下端面的第一通孔，通孔内壁上设置有第一内螺纹，喷注器壳体下端面还设置有与第一通孔同轴的燃料喷口，燃料喷口内包含第一内锥面；
9.调节螺杆，所述调节螺杆上开设有贯穿调节螺杆轴向上、下端面的第二通孔，第二通孔的内壁上设置有第二内螺纹和第三内螺纹，调节螺杆的外表面设置有第一外螺纹，且调节螺杆的下端通过第一外螺纹与喷注器壳体的第一内螺纹连接形成第一螺纹副，调节螺杆的上端延伸至喷注器壳体上端外侧，并通过轴承与轴承座形成无轴向位移的转动副；
10.开度调节套筒，所述开度调节套筒上开设有贯穿开度调节套筒轴向上、下端面的第三通孔，开度调节套筒的外表面设置有第二外螺纹，开度调节套筒的上端插接在调节螺杆的第二通孔中并通过第二外螺纹与调节螺杆的第二内螺纹形成第二螺纹副，开度调节套筒的下端经喷注器壳体的第一通孔延伸至喷注器壳体下端外侧，开度调节套筒的外表面包含第一外锥面，第一外锥面的锥角等于第一内锥面的锥角；
11.针栓，所述针栓的上端外表面设置有第三外螺纹，针栓的下端设置有一圈垂直于针栓轴线的环形平面，针栓同时插接在调节螺杆的第二通孔以及开度调节套筒的第三通孔中，且针栓的上端通过第三外螺纹与调节螺杆的第三内螺纹形成第三螺纹副，针栓的下端
环形平面位于开度调节套筒的第三通孔下端外侧；
12.第一周向限制结构，所述第一周向限制结构位于第一通孔内壁与开度调节套筒外表面之间，防止喷注器壳体与开度调节套筒之间产生相对旋转运动；
13.第二周向限制结构，所述第二周向限制结构位于第三通孔内壁与针栓外表面之间，防止开度调节套筒与针栓之间产生相对旋转运动；
14.燃料喷嘴通道，所述开度调节套筒外表面与喷注器壳体的燃料喷口内壁之间有间隙，且该间隙形成了燃料喷嘴通道，且燃料喷嘴通道与燃料出口连通；
15.氧化剂喷嘴通道，所述针栓的外表面与开度调节套筒的第三通孔内壁之间有间隙，且该间隙形成了氧化剂喷嘴通道，氧化剂喷嘴通道与第一通孔连通；驱动装置，所述驱动装置与调节螺杆连接并驱动调节螺杆旋转；
16.所述第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副、转动副和燃烧室的圆柱段同轴布置，第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副的旋向均一致，第二螺纹副的螺纹导程大于第一螺纹副的螺纹导程和第三螺纹副的螺纹导程。
17.进一步，所述燃烧室还包括位于燃烧室外表面的法兰结构。
18.进一步，所述喷注器壳体与燃烧室圆柱段内壁之间的径向密封结构为环形的密封垫，集液腔上方和下方分别至少设置有一圈环形的密封垫。
19.作为一种选择，所述第一周向限制结构包括，
20.销钉；
21.第一销钉孔，所述第一销钉孔开设在第一通孔内壁上；
22.第一销钉轴向槽，所述第一销钉轴向槽开设在开度调节套筒外表面，第一销钉轴向槽的宽度等于销钉的外径，第一销钉轴向槽的轴向长度大于销钉的外径；
23.所述销钉的一端插接在第一销钉孔中，另一端置于第一销钉轴向槽中。
24.作为一种选择，所述第二周向限制结构包括，
25.销钉；
26.第二销钉孔，所述第一销钉孔开设在第三通孔内壁上；
27.第二销钉轴向槽，所述第二销钉轴向槽开设在针栓外表面，第二销钉轴向槽的宽度等于销钉的外径，第二销钉轴向槽的轴向长度大于销钉的外径；
28.所述销钉的一端插接在第二销钉孔中，另一端置于第二销钉轴向槽中。
29.进一步，所述驱动装置为控制电机模块，控制电机模块位于喷注器壳体上方，且控制电机模块固定在喷注器壳体上端的非喷注器壳体结构上，控制电机模块与调节螺杆形成螺纹副。
30.进一步，所述调节螺杆的第二通孔为变截面孔，第二内螺纹和第三内螺纹分布在不同内径的截面内壁上，且在第三内螺纹外侧开设有氧化剂流道。
31.进一步，所述开度调节套筒的第三通孔为变截面孔，第三通孔内壁包含一个内锥形面；
32.所述针栓为变截面实心杆件。
33.一种采用前述燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机的燃烧容腔调节方法，包括，
34.驱动装置驱动调节螺杆顺时针或逆时针旋转，使得喷注器壳体、开度调节套筒和
针栓在燃烧室内做相同方向的直线运动，从而同步扩大或缩小燃料喷嘴通道和氧化剂喷嘴通道的有效流通截面大小。
35.进一步，通过控制开度调节套筒做直线运动的行程l来参数化调节燃烧容腔，其中：
36.所述燃料喷嘴通道的有效流通截面正比于喷注器壳体上第一内锥面与开度调节套筒上第一外锥面之间的燃料喷嘴流量控制间距h2，且h2满足下述关系：
[0037][0038]
其中，θ为第一外锥面或第一内锥面对应的圆锥顶角的一半，p1为第二螺纹副的螺纹导程，p2为第一螺纹副的螺纹导程；
[0039]
所述氧化剂喷嘴通道的有效流通截面正比于开度调节套筒上第三通孔下端面到针栓下端环形平面之间的氧化剂喷嘴流量控制间距h1，且h1满足下述关系：
[0040][0041]
其中，p1为第二螺纹副的螺纹导程，p3为第三螺纹副的螺纹导程；
[0042]
所述燃烧室中燃烧容腔变化量δv满足以下关系：
[0043][0044]
其中，d为燃烧室圆柱段的内径，p1为第二螺纹副的螺纹导程，p2为第一螺纹副的螺纹导程。
[0045]
与现有技术相比，本发明具有以下优势：
[0046]
(1)液体火箭发动机在不同工况下能够实现燃烧效率和可靠性的兼顾与平衡，根据发动机工况同步调整燃烧室容腔，降低燃烧室热防护难度，避免出现因降低热防护难度而牺牲发动机燃烧效率的情况；
[0047]
(2)在喷注器壳体与燃烧室内壁之间形成可移动的集液腔，利用集液腔中的推进剂降低燃烧室壁面温度；
[0048]
(3)通过旋转调节螺杆实现喷注器壳体、开度调节套筒和针栓在燃烧室内做相同方向的直线运动，进而改变燃料喷嘴通道和氧化剂喷嘴通道的有效截面大小，最终改变燃烧容腔体积；
[0049]
(4)通过开度调节套筒的直线运动行程参数化控制燃烧容腔变化量，确保发动机的燃烧效率。
附图说明
[0050]
图1为本发明中燃烧室容腔可调的变推力液体火箭发动机示意图；
[0051]
图2为图1中区域ⅰ放大后的喷注器结构图；
[0052]
图3为图1中区域ⅱ放大后的变推力发动机喷嘴结构图；
[0053]
图4为变推力发动机关机状态图；
[0054]
图5为图4中区域ⅲ放大后的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴状态图；
[0055]
图中，1-轴承；2-调节螺杆；3-控制电机模块；4-喷注器壳体；5-燃烧室；6-开度调节套筒；7-针栓；8-销钉；9-密封圈；10-密封垫；11-氧化剂进口；12-燃料进口；13-燃料喷嘴
通道；14-氧化剂喷嘴通道。
具体实施方式
[0056]
下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本发明的范围内。
[0057]
如图1～图5所示，一种具有燃烧室容腔调节功能的变推力液体火箭发动机主要由燃烧室5、轴承1、调节螺杆2、控制电机模块3、喷注器壳体4、开度调节套筒6、针栓7等组成，其中喷注器壳体4与燃烧室5配合形成可滑动密封活塞式结构。
[0058]
燃烧室5为常见的拉瓦尔喷管结构，主要由法兰、圆柱段、收敛段、喉部及扩张段组成。燃烧室5圆柱段的最大长度由发动机最大推力工况设计决定，圆柱段内壁与喷注器壳体4配合形成可滑动密封活塞式结构。燃烧室5通过自身法兰与外部连接，用于固定发动机并承受发动机产生的推力。
[0059]
喷注器壳体4上、下两端通过环形密封垫10与燃烧室5圆柱段内壁形成径向密封，其与燃烧室5圆柱段装配后的空腔在结构上形成环形集液腔。环形集液腔内的推进剂一方面可以有效降低燃烧室壁面温度，降低密封环垫耐热要求，同时也极大降低了热返浸对控制电机模块3带来的不利影响，提高了发动机对不同工况的适应能力；另一方面可以对喷注器进行充分冷却，避免各螺纹副零件之间因温度差异过大造成变形、卡死的情况出现。如图2，喷注器壳体4对应环形集液腔上方开有燃料进口12，对应环形集液腔下方开有燃料出口，燃料出口与喷注器壳体4下端燃料喷嘴(燃料喷口)收缩处为第一内锥面。
[0060]
控制电机模块3位于喷注器壳体4上方，且控制电机模块3固定在喷注器壳体4上端的非喷注器壳体4结构上，控制电机模块3与调节螺杆2形成螺纹副运动结构。通过控制电机模块3带动调节螺杆2转动，将调节螺杆2的旋转运动转化为喷注器各零部件的直线运动。
[0061]
调节螺杆2顶端一侧通过与安装在外部轴承座上的轴承1配合形成转动副，另一端通过螺纹的形式与喷注器其余零件相连。调节螺杆2的作用有两个，一个是作为推进剂通道为发动机供应推进剂，其顶端为氧化剂进口11；另一个作用是通过与喷注器壳体4、开度调节套筒6、针栓7之间形成的螺纹副将自身的旋转运动分别转化为喷注器壳体4、开度调节套筒6、针栓7的直线运动。其中各螺纹副的旋向均一致，且调节螺杆2与开度调节套筒6之间的配合螺纹导程p1大于调节螺杆2与喷注器壳体4的配合螺纹导程p2，也大于调节螺杆2与针栓7的配合螺纹导程p3。如图2，调节螺杆2的第二通孔中与针栓7螺纹连接的部分外侧还开有斜孔，使得该螺纹连接部分的轴向两端保持连通，即氧化剂进口11流入的氧化剂能够通过斜孔流入下方的开度调节套筒6第三通孔中。
[0062]
喷注器壳体4与开度调节套筒6之间、开度调节套筒6与针栓7之间分别通过销钉8进行周向限位，避免产生相对旋转运动；在开度调节套筒6、针栓7上设计有销钉轴向槽，可以确保喷注器壳体4、开度调节套筒6、针栓7相互之间不会因销钉8位置发生相对移动而出现干涉。喷注器壳体4与开度调节套筒6之间安装有密封圈9，避免推进剂向外泄漏。
[0063]
喷注器壳体4环形集液腔下游的收缩型喷嘴结构与开度调节套筒6外部型面配合形成燃料喷嘴通道13；针栓7与开度调节套筒6配合形成氧化剂喷嘴通道14，并使氧化剂形成径向射流(如图3所示，针栓7下端有一圈环形平面，环形平面与开度调节套筒6的第三通
孔下端面之间形成了垂直于轴线的水平径向通道)，喷入燃烧室5内。
[0064]
当发动机处于关机状态时，燃料喷嘴通道13和氧化剂喷嘴通道14均处于关闭状态，燃料喷嘴流量控制间距h2＝氧化剂喷嘴流量控制间距h1＝0，燃烧容腔处于最小状态，如图4和图5所示。
[0065]
相对于关机状态，发动机处于工作状态时，燃烧容腔变化量δv(燃烧室5的直径为d)、开度调节套筒6的行程l、调节螺杆2与开度调节套筒6之间的配合螺纹导程p1、调节螺杆2与喷注器壳体4的配合螺纹导程p2、调节螺杆2与针栓7的配合螺纹导程p3、燃料喷嘴收缩斜面角度2θ(为第一外锥面或第一内锥面对应的圆锥顶角)、燃料喷嘴流量控制间距h2、氧化剂喷嘴流量控制间距h1的关系如式
①
、式
②
、式
③
所示。
[0066][0067][0068][0069]
发动机的流量变化会对发动机的推力输出产生直接影响。
[0070]
于是，发动机可以通过控制燃料喷嘴流量控制间距h2、氧化剂喷嘴流量控制间距h1的大小来控制进入燃烧室的流量大小，从而实现变推力调节。
[0071]
根据式
①
、式
②
、式
③
可知，当发动机在进行变推力工况调节时，只需通过控制开度调节套筒6的行程l，就可以同时实现对燃料喷嘴流量控制间距h2、氧化剂喷嘴流量控制间距h1、燃烧容腔变化量δv的控制，从而实现在变推力调节过程中对燃烧容腔进行匹配性调整的目标。
[0072]
当发动机进行推力下调时，控制电机模块3控制调节螺杆2反转，使得喷注器壳体4、开度调节套筒6、针栓7向下移动。受螺纹导程差异影响，燃料喷嘴流量控制间距h2、氧化剂喷嘴流量控制间距h1均减小，发动机供应流量减小，同时燃烧容腔减小，发动机热防护难度降低。
[0073]
当发动机进行推力上调时，控制电机模块3控制调节螺杆2正转，使得喷注器壳体4、开度调节套筒6、针栓7向上移动。受螺纹导程差异影响，燃料喷嘴流量控制间距h2、氧化剂喷嘴流量控制间距h1均增大，发动机供应流量增大，同时燃烧容腔增大，有效保障了发动机燃烧效率。