[发明专利]一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法

说明书

技术领域

本发明属于推力矢量控制技术领域，设计一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法。

背景技术

推力矢量控制技术与航空航天领域的发展密切相关。因其能有效提高发动机的机动性能，减小火箭飞行阻力和重量，提高隐身能力、安全性和生存能力等，已经成为火箭发动机发展的关键技术，并作为一项专门技术来进行研究。

机械式推力矢量控制大都采用液压或机械作动部件,通过喷管、喷管调节片或折流板转向控制产生推力矢量,使发动机重量增加成本提高。复杂的作动部件和结构增加了系统复杂性, 高温环境下运动部件增加,冷却要求提高,系统可靠性下降。目前我国发动机和助推器的装药量越来越大,摆动喷管含伺服机构体积和重量相应增加，且还需要滚动装置实现滚动控制。低空反导导弹、空空导弹等尺寸重量相对较小,安装空间十分有限,目前多采用结构简单、技术相对成熟的阻流致偏类(燃气舵、燃气浆、扰流片、偏流环)推力矢量控制系统,推力损失较大且有常值损失,舵面烧蚀问题突出。

近年来，固液火箭推进系统发展迅速，这就意味着对推力矢量控制系统的要求也越来越高。因此迫切需要一种更加先进简单的矢量控制系统来满足固液火箭发动机的现代需求。

发明内容

为了解决上述问题，本发明结合固液火箭发动机自身可以催化产生混合气体的结构特点，提出一种固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构及方法，具有响应快、体积小、重量轻、成本低、工作性能高、易操作等优点。

本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构为：在固液火箭发动机的前燃室侧壁上开设二次喷射引流孔；同时在喷管的扩张段处周向均匀设计二次喷射孔，二次喷射孔内安装喷注器。

上述二次喷射引流孔与喷注器间通过输送管路连通；喷注器通过喷管绝热层内开设的喷注通道与喷管内部连通；通过二次喷射引流孔将前燃烧室的混合气体经输送管路引入到喷管扩张段进行二次喷射。

由此通过下述方式实现固液火箭发动机气体喷射矢量控制，具体为：通过增压瓶增压，液体过氧化氢经过进口进入头腔并通过液体喷注面板上的孔均匀进入催化床壳体，通过催化剂催化分解为高温混合气体；混合气体再通过气体喷注面板均匀进入前燃烧室壳体；在高压的作用下，混合气体通过前燃室壳体侧面的二次喷射引流孔进入输送管路，随后依次通过喷注器和喷注通道与主流燃气汇合，最后随主流燃气一起由喷管出口排出。

本发明的优点在于：

1、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构，机械机构设计质量轻、寿命长，适用于长时间工作。

2、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制结构，选用气体喷注，容易进行热防护设计。

3、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制方法，调节比由流量控制，容易实现精确控制，推力调节比大。

4、本发明固液混合火箭发动机气体推力矢量控制方法，喷射气体在喷管喷出，提高发动机性能并且减少了推力调节引起的比冲损失。

附图说明

图1为本发明固液火箭发动机气体喷射矢量控制方法的喷管结构剖面图。

1-催化床组件 2-前燃烧室组件3-燃烧室

4-后燃烧室组件 5-后封头组件6-喷管

7-二次喷射引流孔 8-二次喷射孔9-喷注器

10-喷注通道101-发动机头部102-催化床壳体

103-液体喷注面板 104-气体喷注面板201-前燃烧室壳体

202-前燃室绝热层 301-燃烧室壳体302-管型药柱

401-后燃室壳体 402-后燃室绝热层501-后封头壳体

502-后封头绝热层 601-喷管壳体602-喷管绝热层

603-喷管压板

具体实施方案

下面结合附图对本发明做进一步详细说明。

本发明固液火箭发动机气体喷射矢量控制方法，其中固液火箭发动机包括催化床组件1、前燃烧室组件2，燃烧室3，后燃烧室组件4，后封头组件5与喷管6，如图1所示。