一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件的制作方法

1.本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体来说，是指一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件。


背景技术：

2.该微型液体火箭发动机套件的核心装置是液体火箭发动机，其功能为将自身携带的液体推进剂的化学能在推力室中转化为热能再在喷管内将热能转化为高速喷出气体的动能进而产生反作用力。液体火箭发动机具有高性能、可重复使用、对环境污染小、推进剂成本低廉、工作时间长等优点；但液体火箭发动机系统与结构复杂、零件众多、加工精度要求较高、生产周期长，因此液体火箭发动机历来造价高昂，且始终无法进入航天模型领域。
3.目前于航天模型市场，可用于科教活动的产品均为固体火箭发动机，固体火箭发动机属于火工品，存在较多的安全隐患，存放及操作不当可能会导致火箭发动机自燃、密封失效、爆炸等事故。此类固体火箭发动机套件大多由黑火药作为推进剂，黑火药作为早已淘汰的一种固体推进剂，性能较低，推力、比冲、总冲均较为低下，已无法充分满足目前航天模型市场的需求。此类产品存在质量参差不齐、可靠性较低的问题。
4.目前，航天模型市场亟需一款较高性能、高可靠性、低成本的火箭发动机套件。因此如何设计一款微型液体火箭发动机套件，使其既能充分发挥液体火箭发动机较高性能的优势，又能有效解决液体火箭发动机系统复杂、造价高昂的缺陷，且填补该部分市场空白，是本技术领域从业航空航天模型的技术人员亟待解决的技术问题。


技术实现要素：

5.有鉴于此，本发明的目的在于克服现有技术的不足，提供一款可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，以填补现有航天模型市场的空白。
6.本发明解决该技术问题所采用的技术方案是：
7.一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，包括微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统以及发动机数据监测系统，其中：
8.所述微型液体火箭发动机推力室采用气氧-乙醇推进剂。该推力室喷注器采用气-液外混式直流喷嘴。该推力室冷却方式为烧蚀冷却。该推力室主要由壳体、内衬、喷管以及喷管背衬组成。所述推力室内衬、喷管以及喷管背衬为烧蚀材料，利用烧蚀材料的烧蚀过程吸收传入室壁的热量以达到推力室冷却的目的。该推力室喷管采用抗烧蚀、抗冲刷的材料，以保证发动机的喉部截面积保持在允许的范围以内，带法兰的金属外壳用以保证推力室身部与喷注器的可靠连接；
9.所述推进剂供应与控制系统采用挤压式系统。该系统由气瓶、贮箱、管路、阀门及连接件组成。该系统管路与连接件使用焊接方式连接。该系统为开环调节系统，通过在管路中安装汽蚀文氏管来实现推力和混合比的调节；
10.所述发动机数据监测系统采用涡轮流量计、压力变送器及压力应变片作为数据监
测传感器。所述涡轮流量计用于监测推进剂质量流量。所述压力变送器用于监测贮箱、推力室头腔及推力室压力。所述压力应变片用于监测推力室推力。该系统采用单片机采集及处理数据。
11.可选的，所述推力室喷注器使用气-液同轴直流式喷嘴。
12.可选的，所述推力室喷注器使用气-液同轴离心式喷嘴。
13.可选的，所述推力室金属外壳使用焊接式结构。
14.可选的，所述推力室可安装伺服系统实现推力矢量控制。
15.可选的，所述推进剂供应与控制系统管路与连接件使用法兰或螺纹连接。
16.可选的，所述推进剂供应与控制系统管路使用可调汽蚀文氏管。
17.可选的，所述推进剂供应与控制系统增加吹扫管路及其所需阀门，实现开机前液路吹扫、关机后液路吹扫、紧急关机等功能。
18.可选的，所述发动机数据监测系统使用单片机控制所述推进剂供应与控制系统中的阀门。
19.与现有技术相比，本发明提供的可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件具有的有益效果是：
20.(1)本发明提供的微型液体火箭发动机套件推力室喷注器采用气-液外混式直流喷嘴；所述喷注器喷注面板、喷注单元及集液腔均采用304不锈钢材料，喷注面板以氩弧焊拖焊方式与集液腔进行连接；所述喷注器仅有两个零部件组成，结构极为简单，加工简便。
21.(2)本发明提供的微型液体火箭发动机套件推力室采用烧蚀冷却；所述烧蚀冷却相对于再生冷却及液膜冷却技术来说具有研制成本低、对喷注器要求低、材料易得且加工性能优良的优势。
22.(3)本发明提供的微型液体火箭发动机套件推进剂供应与控制系统采用挤压式系统；所述推进剂供应与控制系统为开环调节系统；所述推进剂供应与控制系统较为简单，成本较低，仅需数个阀门即可实现气/液路的控制；所述推进剂供应与控制系统关机后通过泄压阀泄出贮箱内残留高压气体。
23.(4)本发明提供的微型液体火箭发动机套件发动机数据监测系统可全面采集试车数据，同时可使用单片机控制所述推进剂供应与控制系统中的阀门，可实现发动机智能健康监测系统的功能，如监测到发动机室压或推进剂质量流量异常，阀门可立即作动完成紧急关机，最大程度上规避发动机事故的出现。
24.(5)相对于现有产品，本发明既实现了产品的高性能及低生产成本，同时又规避了固体火箭发动机的安全隐患，满足了部分任务及项目需求，填补了航天模型市场的部分空白。
附图说明
25.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
26.图1是微型液体火箭发动机套件推力室的剖视结构示意图；
27.图2是微型液体火箭发动机套件推力室喷注面板的俯视结构示意图；
28.图3是微型液体火箭发动机套件推力室喷注面板的仰视结构示意图；
29.图4是微型液体火箭发动机套件推进剂供应与控制系统的结构示意图；
30.图5是微型液体火箭发动机套件发动机数据监测系统的传感器安装位置示意图。
具体实施方式
31.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将对本发明的技术方案进行详细的描述。显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全面的实施例，并不代表或限制本发明的权利保护范围，本发明保护范围以权利要求书为准。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所得到的所有其它实施方式，都属于本发明所保护的范围。
32.在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系均为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述之用，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。
33.在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。
34.此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。
35.以下为本发明典型但非限制性实施例：
36.本发明为一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，该套件由三个主要部件组成，分别为：微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统、发动机数据监测系统。
37.本发明微型液体火箭发动机推力室为一种烧蚀冷却气氧-乙醇推力室。所述推力室零部件主要有：喷注器、集液腔、金属外壳以及烧蚀层。所述喷注器由喷注单元及喷注面板组成，喷注单元使用气-液外混式直流喷嘴，中心为气氧喷孔，周向有两个乙醇喷孔，上述三个喷孔轴线相交，成三股互击结构，使之掺混及雾化效果总体较好。所述喷注器加工方式为通过数控车床技术将喷注单元与喷注面板一体成型，加工出精毛坯后使用数控电火花机进行喷注孔的加工。在所述集液腔上以焊接方式安装一承力结构，此承力结构用于与所述发动机数据监测系统中的压力应变片相连接。所述喷注面板与法兰为一体结构，沿喷注面板圆周均布8个直径为5.5mm的通孔用于布置m5普通内六角螺栓，用以保证推力室身部与喷注器的可靠连接。为确保推力室密封可靠，在设计上将燃烧室及喷管同置于一个壳体内，壳体与喷注器利用法兰相连接。当拧紧法兰的螺栓时，燃烧室与喷注器及燃烧室与喷管接触面上的密封力同时增大，从而保证多个密封面可靠密封。为了保证在高温和材料烧蚀条件下的烧蚀层连接密封可靠，使用搭接错开的连接密封形式，并且在所有连接接触面上均涂
有硅橡胶高温腻子。在所述喷注器与燃烧室的连接上，使用凹槽和高强柔性石墨复合垫片进行密封，在一定密封力的作用下，这种结构可保证头-身连接的密封可靠。所述推力室内烧蚀层由身部内衬、喷管以及喷管背衬组成，身部内衬及喷管背衬为酚醛-棉布复合烧蚀材料，该材料具有良好的吸热能力、适当的烧蚀速率和一定的抗气流冲蚀能力。所述酚醛-棉布复合烧蚀材料同时可改进为高硅氧-酚醛树脂塑料，根据大量的研究试验，高硅氧-酚醛树脂塑料性能优异、技术成熟，目前已得到了大量广泛应用。所述推力室内烧蚀冷却喷管使用多晶石墨为烧蚀冷却材料；多晶石墨高温下工作性能优良、加工性能优良、价格低廉且应用广泛，非常适用于该推力室。由于多晶石墨在复杂热力环境下会产生轴向和周向膨胀，故设置一喷管背衬(酚醛树脂支撑体)用于防止所述烧蚀冷却喷管碎裂以及防止所述烧蚀冷却喷管强烈的辐射散热作用产生的高温传递到金属壳体，上述所有烧蚀层零部件均采用数控车床加工以保证装配精度。本发明所述推力室外壳为带法兰的金属外壳，使用数控车床将45#钢管加工为身部，于身部上端面焊接一法兰与喷注面板法兰相匹配，并车平身部法兰端面。所述带法兰的金属外壳下部有一用于固定烧蚀层的台阶，以保证密封力有效作用于整个烧蚀层的各个端面上。
38.本发明推进剂供应与控制系统使用挤压式(气瓶供应)系统。该系统为开环调节系统，通过在推进剂管路中安装汽蚀文氏管来实现推力和混合比的调节，具有结构简单、质量轻且可靠性较强的优点。该系统使用氧气瓶作为氧化剂贮箱直接供入所述推力室。该系统燃料侧使用氮气瓶进行乙醇贮箱的增压，高压氮气首先经过氮气减压阀减压到乙醇贮箱所需压强，随后经过高压橡胶气管后通过高压单向阀，进入一个304不锈钢材质三通。该三通两端分别通向贮箱增压管路和吹扫管路。
39.于正常工况下所述高压氮气经过所述三通后进入贮箱增压管路，高压氮气经过一个三片式手动球阀后进入贮箱，该球阀用于手动控制高压氮气进出贮箱，在发动机关机后，该球阀需外接一根金属编织软管，手动控制乙醇贮箱泄压，以排出残留高压氮气。当所述推进剂供应与控制系统需进行开机/关机吹扫的情况下，所述高压氮气经过所述三通后进入吹扫管路，高压氮气首先经过一个高压气体电磁阀后经过一个高压单向阀，在通过贮箱下方的三通进入燃料管路，吹扫残留燃料，以防止燃料意外复燃造成安全事故。
40.当高压氮气完成对贮箱的增压后，燃料首先进入燃料主阀(高压电磁阀)，随后通过贮箱下方的三通进入燃料管路。所述燃料管路中安装一个汽蚀文氏管用于控制燃料的质量流量，在燃料进入燃料管路经过所述汽蚀文氏管后通过高压单向阀，从而进入发动机头腔。所述燃料管路均由英制1/2吋不锈钢编织软管组成。
41.所述推进剂供应与控制系统氧化剂侧直接使用高压氧气瓶作为氧化剂贮箱，高压氧气首先通过氧气减压阀进入氧化剂管路，氧化剂管路入口处设有一氧气主阀(高压电磁阀)，在氧化剂管路出口有一高压氧气单向阀，高压氧气经过所述高压氧气单向阀进入发动机头腔。
42.所述推进剂供应与控制系统燃料加注口同高压氮气入口，在打开三片式手动球阀后加注燃料，随后关闭并连接上述高压氮气管(于点火前开启阀门)；推进剂泄出口同燃料管路出口，多余推进剂可于发动机卸载后从燃料管路出口泄出。
43.本发明所述推进剂供应与控制系统中共设有三个高压电磁阀，在完成点火前准备工作后，仅需控制所述三个高压电磁阀即可完成开/关机以及管路残留推进剂的吹扫工作。
使用6通道无线继电器完成对所述三个高压电磁阀的无线控制，设置方式为：开启氧化剂主阀及燃料主阀为开机，关闭氧化剂主阀及燃料主阀并开启吹扫阀为关机(包括关机后吹扫)。
44.本发明发动机数据监测系统由涡轮流量计、压力变送器及压力应变片组成。所述涡轮流量计用于实时监测燃料管路中的质量流量，安装于汽蚀文氏管后，所述燃料管路高压单向阀前。所述压力变送器用于实时监测燃料贮箱压强、推力室头腔压强以及推力室压强，所述压力变送器分别安装于贮箱、推力室燃料管路末端、推力室氧化剂管路末端及推力室身部，于推力室身部安装的压力变送器附有一根304不锈钢材质缓冲管，以防止热冲击损坏压力变送器。所述压力应变片用于实时监测所述推力室的推力，安装于所述集液腔焊接的承力结构。
45.显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引申出的显而易见的变化或变动仍处于本发明的保护范围中。

技术特征：
1.一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，具体是一种投入到航天模型市场的挤压循环烧蚀冷却的液体火箭发动机系统。该系统使用气氧-乙醇为推进剂，推进剂安全、廉价且易得，不涉及火工品或爆炸物，其特征在于，包括：微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统以及发动机数据监测系统。2.如权利要求1所述的以气氧-乙醇为推进剂、以烧蚀冷却为冷却方式的微型液体火箭发动机推力室，其特征在于，包括：推力室由壳体、喷注器、烧蚀层、喷管以及喷管背衬组成，喷注器为三股互击气-液外混式直流喷嘴；所述推力室内衬、喷管以及喷管背衬为复合烧蚀材料，可选为酚醛夹布，利用烧蚀材料的烧蚀过程吸收传入室壁的热量；所述喷管使用碳/硅基体烧蚀材料，可选为多晶石墨。3.如权利要求1所述的推进剂供应与控制系统为挤压式开环调节系统，其特征在于，包括：该系统由气瓶、贮箱、管路、阀门以及连接件组成。该系统使用气瓶为氧化剂贮箱，使用惰性气体气瓶中高压惰性气体对燃料贮箱增压。该系统使用安装在燃料管路中的汽蚀文氏管实现推力和混合比的调节，可选为可调汽蚀文氏管。所述燃料贮箱通过泄压阀泄出贮箱内残留高压气体。所述燃料贮箱管路具有管路吹扫功能，通过高压惰性气体吹除管路内残留推进剂。上述惰性气体包括但不限于氮气、稀有气体等不与推进剂发生化学反应且在推进剂中溶解性低的气体。4.如权利要求1所述的发动机数据监测系统以单片机为中心，以涡轮流量计、压力变送器和压力应变片为核心传感器的发动机健康监测系统，其特征在于，包括：该系统可全面采集发动机工作数据，同时可使用单片机控制所述推进剂供应与控制系统中的阀门，如监测到发动机室压或推进剂质量流量异常，阀门可立即作动完成紧急关机。

技术总结
本发明公开了一种可用于科教活动的微型液体火箭发动机套件，包括微型液体火箭发动机推力室、推进剂供应与控制系统以及发动机数据监测系统，其中：推力室采用气氧-乙醇推进剂，推力室喷注器为气-液外混式直流喷嘴，推力室冷却方式为烧蚀冷却，推力室主要由壳体、内衬、喷管以及喷管背衬组成，喷管为抗烧蚀、抗冲刷的材料，带法兰的金属外壳以保证推力室身部与喷注器的可靠连接；推进剂供应与控制系统为挤压式系统，由气瓶、贮箱、管路、阀门及连接件组成，在管路中安装汽蚀文氏管以实现推力和混合比的调节；发动机数据监测系统采用涡轮流量计、压力变送器及压力应变片作为数据监测传感器，相对于现有产品，本发明既实现了模型火箭发动机的高性能及低生产成本，同时又规避了固体火箭发动机的安全隐患，满足了部分任务及项目需求，填补了航天模型市场的部分空白。填补了航天模型市场的部分空白。填补了航天模型市场的部分空白。


技术研发人员：王森浩
受保护的技术使用者：王森浩
技术研发日：2023.02.15
技术公布日：2023/6/4