[发明专利]低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器

说明书

本发明提供了一种低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器，包括头部、身部以及电嘴。头部包括喷注体，喷注体内部形成有燃烧室；电嘴电嘴的一端延伸至燃烧室内部。喷注体上自靠近电嘴向远离电嘴依次设置有氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔、旋流燃料喷注孔以及高热阻结构孔，且氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔以及旋流燃料喷注孔三者均与燃烧室连通。身部与喷注体远离电嘴的一侧连接，且与燃烧室连通。飞行器采用上述的低温双组元推进剂的姿控发动机。本发明通过设置电嘴的端面位于氧化剂喷注孔的截面上游且保持一定距离，有助于减少低温推进剂对电嘴冷吹导致的发火性能下降的情况发生，从而有助于提升点火可靠性，有助于提高姿控发动机的工作可靠性。

技术领域

本发明涉及火箭驱动设备领域，具体地，涉及一种低温双组元推进剂的姿控发动机及飞行器。

背景技术

高性能无毒化学推进技术已经成为液体火箭发动机的主流发展方向，基于液氧甲烷、液氧液氢等等低温推进剂组合，在运载火箭等领域具有非常广泛等应用前景。与常规四氧化二氮/肼类推进剂组合的发动机相比，低温无毒推进剂组合为非自燃推进剂组合，需要采取额外的点火结构来实现发动机的工作。同时，低温小推力的姿控发动机由于流量小，高温燃烧室的热反浸对进入头部的推进剂的状态有很大的影响，对发动机结构的设计提出了更高的要求。

现有公开号为CN113090414A的中国专利，其公开了一种姿控发动机。姿控发动机包括推力室，推力室的头部具有混合腔；第一电磁阀具有第一通道，第一电磁阀与推力室相连接，控制第一电磁阀可使第一通道可选择地与混合腔相连通；第二电磁阀，第二电磁阀具有第二通道，第二电磁阀与推力室相连接，控制第二电磁阀可使第二通道可选择地与混合腔相连通；密封圈，所述密封圈设置于第一电磁阀与推力室的连接处，第一电磁阀为氧化剂电磁阀。

发明人认为低温小推力的姿控发动机由于流量小，高温燃烧室的热反浸对进入头部的推进剂的状态有很大的影响，对发动机结构的设计提出了更高的要求。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种低温双组元推进剂的姿控发动机。

根据本发明提供的一种低温双组元推进剂的姿控发动机,包括：头部、身部以及电嘴；

所述头部包括喷注体，所述喷注体内部形成有燃烧室；

所述电嘴设置于所述头部，且所述电嘴的一端延伸至所述燃烧室内部；

所述喷注体上自靠近所述电嘴向远离所述电嘴依次设置有氧化剂喷注孔、自击燃料喷注孔、旋流燃料喷注孔以及高热阻结构孔，且所述氧化剂喷注孔、所述自击燃料喷注孔以及所述旋流燃料喷注孔三者均与所述燃烧室连通；

所述身部与所述喷注体远离所述电嘴的一侧连接，且与所述燃烧室连通。

优选地，所述电嘴延伸至所述燃烧室内部的端面与所述氧化剂喷注孔的截面的距离为2～4mm。

优选地，所述氧化剂喷注孔用于向所述燃烧室喷入液态低温氧化剂，且所述氧化剂喷注孔通过氧阀控制打开或闭合。

优选地，所述自击燃料喷注孔用于向所述燃烧室喷入液态燃料，且所述自击燃料喷注孔通过燃阀控制打开或闭合。

优选地，所述旋流燃料喷注孔用于向所述燃烧室喷入液态燃料，且所述旋流燃料喷注孔通过燃阀控制打开或闭合。

优选地，所述旋流燃料喷注孔包括带倾角下旋孔，且下旋倾角为0～10°。

优选地，所述氧阀和所述燃阀对称且斜向设置在所述头部的两侧。

优选地，所述高热阻结构孔绕所述燃烧室的中心轴均匀设置在所述喷注体的外侧。

优选地，所述身部呈拉瓦尔喷管形状，包括依次设置的收缩端、窄喉以及扩张端；