[发明专利]一种用于试验的可拆式火箭发动机

说明书

本发明提供一种用于试验的可拆式火箭发动机，包括支架、以及设于支架上的引射火箭，所述引射火箭包括头部组件、推力室组件以及尾喷管；所述推力室组件前端和头部组件相连，推力室组件后端和尾喷管相连。本发明提供一种用于试验的可拆式火箭发动机，便于试验。

技术领域

本发明属于火箭发动机领域，涉及一种小尺寸可拆式火箭发动机。本发明的火箭发动机，主要适用对象为使用气氧/煤油的小型火箭发动机。

背景技术

火箭发动机已成为各种航天器的主要动力，目前主要分为固体火箭发动机和液体火箭发动机。液体火箭发动机内部由于燃烧产物温度很高，很容易烧毁燃烧室壁面。因此，目前针对燃烧室壁面提出了主动热防护和被动热防护的方法，其中主动热防护通常采用燃料或者水对壁面进行冷却，缺点是结构过于复杂；被动热防护主要采用耐高温材料铜等作为推力室壁面，被动热防护由于结构简单成为研究热点。

目前，采用被动热防护存在如下问题：

(1)耐高温材料铜比较重，燃烧室壁面全部采用铜比较沉重，不适合小型发动机试验需要。

(2)耐高温材料铜材质较软，没有足够的强度，既不适合在燃烧室壁面设置测压孔，也不适合保证发动机的强度。

上述液体火箭发动机推力室壁面存在的问题制约了推力室壁面的设计，如何将普通高温钢的强度和铜的耐高温能力有机结合，设计出一种结构优良的发动机方案尤其重要。

发明内容

本发明的目的是提供一种用于试验的可拆式火箭发动机，便于试验。

本发明采用的技术方案为：

本发明提供一种用于试验的可拆式火箭发动机，包括支架、以及设于支架上的引射火箭，所述引射火箭包括头部组件、推力室组件以及尾喷管；所述推力室组件前端和头部组件相连，推力室组件后端和尾喷管相连；

所述头部组件包括点火器，所述点火器外侧设置有与点火器相配合的配合件；

所述配合件的外侧设置有头部外套，所述头部外套的前端与所述配合件相互围合形成燃料集液腔，且所述头部外套与配合件之间的间隙形成燃料喷嘴，所述燃料喷嘴与燃料集液腔相联通；

所述头部外套沿空气来流方向的后端设置有喷注件，所述头部外套与喷注件相互围合形成氧化剂集液腔，且喷注件上设置有氧化剂喷嘴，所述氧化剂喷嘴与氧化剂集液腔相联通；

所述支架包括限位块，用以阻挡引射火箭向空气来流方向相反的方向移动。

可选的，所述支架包括前支架和后支架，所述前支架设于所述头部组件和推力室组件相连接处，所述后支架设于所述推力室组件和尾喷管相连接处；

所述限位块设于后支架上。

可选的，所述推力室组件包括等直段、喉部以及推力室外套，所述等直段设于喉部的前端，所述推力室外套套设于等直段和喉部的外侧，且推力室外套向前端延伸至等直段前部。

可选的，所述推力室外套从前至后依次包括外套前端、外套本体以及外套末端；所述外套本体设于等直段和喉部的外周，所述外套前端、喷注件与头部外套后端、以及外套末端与尾喷管之间均通过连接件相连。

可选的，所述等直段内形成燃烧室；

所述外套前端设置有测压孔，用以安装测压管路，所述测压管路与外套前端内部相联通；所述外套前端内壁还设置有定位槽。

可选的，所述配合件包括粗部、细部以及配合件端部，所述粗部和细部之间设置有过渡部，所述配合件端部设于粗部前端；

所述配合件端部、粗部、过渡部以及细部的横截面逐渐减小；

所述细部内设置有螺纹孔，并通过所述螺纹孔与点火器配合连接。