一种防回火喷嘴及具有该喷嘴的液体火箭发动机

摘要

本发明公开了一种防回火喷嘴及具有该喷嘴的液体火箭发动机，其用于连接发动机的积液腔和燃烧室，包括：本体，所述本体表面开设有多个缝隙，各缝隙在本体表面均匀分布，且缝隙与本体的边缘不相交，所述缝隙沿本体的高度方向贯穿本体并连通所述积液腔与燃烧室，以使得积液腔内的推进剂经缝隙流入燃烧室内，涉及火箭动力设备技术领域。本发明的防回火喷嘴可以快速耗散热量，抑制推进剂在缝隙内部燃烧，有效阻止火焰溯游的传播，起到防回火的作用，满足了推进剂的高效输送需求。本发明的液体火箭发动机防回火性能好，安全性高，且推进剂的输送效率高，保证了发动机优良的工作性能。

权利要求

1.一种液体火箭发动机，其特征在于，包括：

推进剂贮箱（5）；

积液腔（3），其用于进行推进剂的降压及分解；

导管（6），所述导管（6）的两端分别与所述推进剂贮箱（5）及积液腔（3）连通；

燃烧室（4），其用于进行推进剂的燃烧，所述燃烧室（4）上还设置有点火器（7）；

喷管（8），其用于将推进剂燃烧后的产物排出并产生推力，所述喷管（8）与所述燃烧室（4）连通；

喷嘴，包括本体（1），所述本体（1）的上、下两端分别位于所述积液腔（3）、燃烧室（4）内；

同时，

所述本体（1）表面开设有多个缝隙（2），各缝隙（2）在本体（1）表面均匀分布，且缝隙（2）与本体（1）的边缘不相交，所述缝隙（2）沿本体（1）的高度方向贯穿本体（1）并连通所述积液腔（3）与燃烧室（4），以使得积液腔（3）内的推进剂经缝隙（2）流入燃烧室（4）内；

所述缝隙（2）为环形，各缝隙（2）所围设区域的面积互不相等，各所述缝隙（2）按照所围设区域的面积由小到大依次排列，且相邻两个缝隙（2）中，围设区域面积较小的缝隙（2）位于围设区域面积较大的缝隙（2）所围设的区域内；每个缝隙（2）上都预留有用于保持喷嘴结构整体完整性、连续性的连接部。

2.如权利要求1所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：所述缝隙（2）的形状均为圆形，多个缝隙（2）排列形成以本体（1）表面的中心点为圆心的同心圆。

3.如权利要求1所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：所述缝隙（2）的形状均为矩形。

4.如权利要求1所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：所述缝隙（2）中一部分的形状为圆形，另一部分的形状为矩形，两种形状的缝隙（2）交错排列。

5.如权利要求2或3所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：相邻两个所述缝隙（2）之间的间距相等。

6.如权利要求1所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：所述本体（1）的高度大于

2mm，所述缝隙（2）的横截面宽度为0.1 5mm。

~

7.如权利要求1 4、6任意一项所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：所述导管（6）~上还设置有用于控制导管（6）开度的流量调节阀（9）。

8.如权利要求5所述的一种液体火箭发动机，其特征在于：所述导管（6）上还设置有用于控制导管（6）开度的流量调节阀（9）。

说明书

一种防回火喷嘴及具有该喷嘴的液体火箭发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及火箭动力设备技术领域，具体是设计一种防回火喷嘴及具有该喷嘴的液体火箭发动机。

背景技术

[0002] 氧化亚氮基复合推进剂是由氧化亚氮与燃料预混合而成的单组元推进剂，相对于传统推进技术，单组元推进技术具有绿色无毒、比冲高、使用成本低、易于维护等优点，是一种非常具备发展潜力的推进技术。氧化亚氮基复合推进剂在常规状态下极易气化，且气相燃烧速度极快，因此在发动机点火、关机以及燃烧时，容易发生回火现象，导致供应系统爆炸，存在安全隐患。

[0003] 常规的防回火措施有在发动机的积液腔和燃烧室之间设置水封、分子封和微孔吸热等，存在飞行环境下失效、结构笨重以及降低推进系统效率等缺陷，不适合应用于空间推进领域。专利CN109854412A中采用毛细管虽然可以有效地实现防回火，但由于毛细管的横截面积太小，其输送推进剂的能力有限，不能满足大推力发动机的使用需求。因此，设计一种兼顾发动机性能和防回火功能，同时有利于优化设计的喷嘴，成为单组元液体火箭推进技术中的难题。

发明内容

[0004] 本发明的目的是为了克服上述背景技术的不足，提供一种可防止出现回火现象且满足推进剂高效输送的防回火喷嘴及具有该喷嘴的液体火箭发动机。

[0005] 本发明提供一种防回火喷嘴，其用于连接发动机的积液腔和燃烧室，包括：

[0006] 本体，所述本体表面开设有多个缝隙，各缝隙在本体表面均匀分布，且缝隙与本体的边缘不相交，所述缝隙沿本体的高度方向贯穿本体并连通所述积液腔与燃烧室，以使得积液腔内的推进剂经缝隙流入燃烧室内。

[0007] 在上述技术方案的基础上，所述缝隙为环形，各缝隙所围设区域的面积互不相等，各所述缝隙按照所围设区域的面积由小到大依次排列，且相邻两个缝隙中，围设区域面积较小的缝隙位于围设区域面积较大的缝隙所围设的区域内。

[0008] 在上述技术方案的基础上，所述缝隙的形状均为圆形，多个缝隙排列形成以本体表面的中心点为圆心的同心圆。

[0009] 在上述技术方案的基础上，所述缝隙的形状均为矩形。

[0010] 在上述技术方案的基础上，所述缝隙中一部分的形状为圆形，另一部分的形状为矩形，两种形状的缝隙交错排列。

[0011] 在上述技术方案的基础上，相邻两个所述缝隙之间的间距相等。

[0012] 在上述技术方案的基础上，所述缝隙为条形，且各缝隙在本体的表面交叉设置。

[0013] 在上述技术方案的基础上，所述本体的高度大于2mm，所述缝隙的横截面宽度为0.1～5mm。

[0014] 本发明还提供一种液体火箭发动机，包括：

[0015] 推进剂贮箱；

[0016] 积液腔，其用于进行推进剂的降压及分解；

[0017] 导管，所述导管的两端分别与所述推进剂贮箱及积液腔连通；

[0018] 燃烧室，其用于进行推进剂的燃烧，所述燃烧室上还设置有点火器；

[0019] 如上任一所述的喷嘴，所述本体的上、下两端分别位于所述积液腔、燃烧室内，且积液腔与燃烧室通过所述缝隙连通；

[0020] 喷管，其用于将推进剂燃烧后的产物排出并产生推力，所述喷管与所述燃烧室连通。

[0021] 在上述技术方案的基础上，所述导管上还设置有用于控制导管开度的流量调节阀。

[0022] 与现有技术相比，本发明的优点如下：

[0023] 本发明的防回火喷嘴采用在本体上设置多个贯穿本体的缝隙，可以快速耗散热量，抑制推进剂在缝隙内部燃烧，有效阻止火焰溯游的传播，起到防回火的作用，且各缝隙增大了喷嘴表面推进剂的流通面积，满足了推进剂的高效输送需求。

[0024] 本发明的液体火箭发动机采用了上述的防回火喷嘴，积液腔内的推进剂经喷嘴进入到燃烧室中燃烧，防回火性能好，安全性高，且推进剂的输送效率高，保证了发动机优良的工作性能。

附图说明

[0025] 图1是本发明实施例的防回火喷嘴的使用状态示意图；

[0026] 图2是本发明实施例的防回火喷嘴的横截面示意图；

[0027] 图3是本发明另一个实施例的防回火喷嘴的横截面示意图；

[0028] 图4是本发明另一个实施例的防回火喷嘴的横截面示意图；

[0029] 图5是本发明实施例的液体火箭发动机的结构示意图。

[0030] 附图标记：1—本体，2—缝隙，3—积液腔，4—燃烧室，5—推进剂贮箱，6—导管，7—点火器，8—喷管，9—流量调节阀。

具体实施方式

[0031] 下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步的详细描述。

[0032] 参见图1至图3所示，本发明实施例提供一种防回火喷嘴，其用于连接发动机的积液腔3和燃烧室4，包括：本体1。

[0033] 本体1，所述本体1表面开设有多个缝隙2，各缝隙2在本体1表面均匀分布，且缝隙2与本体1的边缘不相交，所述缝隙2沿本体1的高度方向贯穿本体1并连通所述积液腔3与燃烧室4，以使得积液腔3内的推进剂经缝隙2流入燃烧室4内。

[0034] 本发明的防回火喷嘴采用在本体1上设置多个贯穿本体1的缝隙2，可以快速耗散热量，抑制推进剂在缝隙2内部燃烧，有效阻止火焰溯游的传播，起到防回火的作用，且各缝隙2增大了喷嘴表面推进剂的流通面积，满足了推进剂的高效输送需求。

[0035] 在本实施例中，优选的，所述缝隙2为环形，各缝隙2所围设区域的面积互不相等，各所述缝隙2按照所围设区域的面积由小到大依次排列，且相邻两个缝隙2中，围设区域面积较小的缝隙2位于围设区域面积较大的缝隙2所围设的区域内；各缝隙2所围设区域的面积互不相等，各所述缝隙2按照所围设区域的面积由小到大依次排列，增大了喷嘴表面推进剂的流通面积，满足了推进剂的高效输送需求。需要说明的是，每个缝隙2上都预留有用于保持喷嘴结构整体完整性、连续性的连接部，如图2、图3中黑色部分所示，连接部的大小、数量、位置等均可根据实际使用情况自行调整，在保持喷嘴完整性、连续性的基础上，以尽量遮挡更少的缝隙2区域为佳；且缝隙2在本体1表面排列更加整齐、美观，也更加便于喷嘴的量化设计以及批量加工，易于优化设计。

[0036] 在本实施例中，优选的，如图2所示，所述缝隙2的形状均为圆形，多个缝隙2排列形成以本体1表面的中心点为圆心的同心圆；在另一个实施例中，如图3所示，所述缝隙2的形状均为矩形；缝隙2的形状不限于此，还可根据实际使用需求的不同或加工方式的变化，调整为其它更多的形状；进一步，相邻两个所述缝隙2之间的间距相等；相邻两个缝隙2的之间的间距相等，进一步加强了喷嘴的均匀性，有利于推进剂的输送，降低了喷嘴的加工难度。

[0037] 在本实施例中，优选的，所述缝隙2中一部分的形状为圆形，另一部分的形状为矩形，两种形状的缝隙2交错排列；所述多个缝隙2还可分别设置为多种不同的形状，并将其交错排列，以保持喷嘴整体上的对称性和均匀性，以调高推进剂的输送效率。

[0038] 在本实施例中，优选的，如图4所示，所述缝隙2为条形，且各缝隙2在本体1的表面交叉设置。

[0039] 在本实施例中，优选的，所述本体1的高度大于2mm，所述缝隙2的横截面宽度为0.1～5mm；喷嘴采用整体金属构造，其热传递效果好，优于依靠辐射传热的喷嘴，燃烧室4内的火焰问题降低更快，防回火性能好；而喷嘴本体1的尺寸采用量化设计，设计参数少，易于优化，可以更好地兼顾推进剂的输送和防回火功能的实现。

[0040] 参见图5所示，本发明实施例还提供一种液体火箭发动机，包括：

[0041] 推进剂贮箱5；

[0042] 积液腔3，其用于进行推进剂的降压及分解；

[0043] 导管6，所述导管6的两端分别与所述推进剂贮箱5及积液腔3连通；

[0044] 燃烧室4，其用于进行推进剂的燃烧，所述燃烧室4上还设置有点火器7；

[0045] 如权利要求1至8任一所述的喷嘴，所述本体1的上、下两端分别位于所述积液腔3、燃烧室4内，且积液腔3与燃烧室4通过所述缝隙2连通；

[0046] 喷管8，其用于将推进剂燃烧后的产物排出并产生推力，所述喷管8与所述燃烧室4连通。

[0047] 其中，推进剂贮箱5存储单组元推进剂，为单组元推进剂的安全存放提供必要的温度和压强；导管6用于将推进剂贮箱5内的推进剂输送至积液腔3；推进剂在积液腔3内完成一定程度的降压和分解，通过防回火喷嘴喷入燃烧室4；点火器7在接到点后指令后进行持续电点火，确保点火成功；单组元推进剂在燃烧室5中充分燃烧，然后经过拉瓦尔喷管7将推进剂燃烧产物排出，产生推力。停止工作时，点火器6不再点火，此时火焰在燃烧室5熄灭，并被防回火喷嘴4成功阻止，此时发动机工作完毕，可转入下一个点火工作周期。

[0048] 本发明的液体火箭发动机采用了上述的防回火喷嘴，积液腔3内的推进剂经喷嘴进入到燃烧室4中燃烧，防回火性能好，安全性高，且推进剂的输送效率高，保证了发动机优良的工作性能。

[0049] 在本实施例中，优选的，所述导管6上还设置有用于控制导管6开度的流量调节阀9；流量调节阀9控制推进剂的输送，通过流量调节阀9的开关和大小调节，控制参与燃烧的推进剂的流量，进而控制发动机推力的大小。

[0050] 本领域的技术人员可以对本发明实施例进行各种修改和变型，倘若这些修改和变型在本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则这些修改和变型也在本发明的保护范围之内。

[0051] 说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知的现有技术。