一种用于火箭发动机的阀门控制系统、发动机及探空火箭的制作方法

1.本实用新型涉及航天技术领域，具体涉及一种用于火箭发动机的阀门控制系统、发动机及探空火箭。


背景技术：

2.探空火箭主要用于近地空间的探测和进行部分的科学试验，是飞行高度30-200公里的有效运载工具。探空火箭可以探测不同高度方向的大气结构、成分和参数等，以研究地磁场、电离层、太阳紫外线和宇宙射线等多种自然现象，为运载火箭、人造卫星、载人飞船和弹道导弹等飞行器的研制和使用提供重要的环境变量参数。
3.作为液体火箭动力系统的核心控制部件，火箭阀门控制着推进剂的供给，其工作可靠性关系到火箭发射的成功。在探空火箭的发动机中，通常会设立两套独立的燃料供应系统和氧化剂供应系统的阀门控制系统。由于控制燃料供应系统的甲烷主阀和控制氧化剂供应系统的氧主阀无法同时关闭，导致推进剂浪费。
4.因此，针对探空火箭，设计一种用于火箭发动机的阀门控制系统显得尤为重要。


技术实现要素：

5.本实用新型的目的在于克服现有技术的不足，提供一种用于火箭发动机的阀门控制系统、发动机及探空火箭。
6.本实用新型提供一种用于火箭发动机的阀门控制系统、发动机及探空火箭，其中，阀门控制系统包括：控制阀门组、甲烷主阀和氧主阀；其中，所述控制阀门组包括第一阀门、第二阀门和第三阀门；所述甲烷主阀用于控制燃料进入推力室，所述氧主阀用于控制氧化剂进入推力室；所述第一阀门通过第一控制路导管与所述甲烷主阀连接，以控制所述甲烷主阀的开启；所述第二阀门通过第二控制路导管与所述氧主阀连接，以控制所述氧主阀开启；所述第三阀门通过第三控制路导管与所述甲烷主阀和所述氧主阀连接；所述第三控制路导管包括并联的第一并联支路和第二并联支路，用于分别连接所述甲烷主阀和所述氧主阀，以同时控制所述甲烷主阀和氧主阀关闭。
7.本实用新型另一个方面提供了一种火箭发动机，包括：如上所述的阀门控制系统、推力室、氧贮箱和甲烷贮箱；所述氧贮箱用于存储氧化剂，所述甲烷贮箱用于存储燃料；所述推力室通过氧路导管与所述氧贮箱连接、通过甲烷路导管与所述甲烷贮箱；所述氧主阀设置于所述氧路导管上，所述甲烷主阀设置于所述甲烷路导管上。
8.根据本实用新型的一个实施例，所述甲烷路导管设置有第一调节元件，所述第一调节元件用于调节所述甲烷路导管内的燃料流量。
9.根据本实用新型的一个实施例，所述第一调节元件的入口和出口处分别设置有第一压力传感器和第二压力传感器，分别用于测量所述第一调节元件的入口压力和出口压力。
10.根据本实用新型的一个实施例，所述推力室头部设置有火药点火器，用于点燃所
述推力室的燃烧室内燃料和氧化剂。
11.根据本实用新型的一个实施例，还包括第一吹除气瓶和第二吹除气瓶；所述第一吹除气瓶和所述第二吹除气瓶分别通过第一吹除导管、第二吹除导管与所述甲烷主阀和所述氧主阀连接；所述第一吹除导管和所述第二吹除导管设置有第一单向阀和第二单向阀，以分别控制所述第一吹除气瓶和所述第二吹除气瓶向所述氧路导管和所述甲烷路导管吹气。
12.根据本实用新型的一个实施例，还包括控制气瓶和控制气路；所述控制阀门组为气动阀门；所述控制气瓶通过所述控制气路与所述控制阀门组连接，以控制所述控制阀门组开启或关闭。
13.根据本实用新型的一个实施例，还包括推力室支架；所述推力室支架与所述推力室通过焊接连接；所述控制阀门组设置于所述推力室支架上。
14.根据本实用新型的一个实施例，所述推力室下部绕其轴向设置有集液环，所述集液环通过燃料接嘴管与所述甲烷路导管连通；所述推力室外壁设置有沿其轴向方向的冷却槽道，所述冷却槽道与所述集液环连通，并延伸至所述推力室头部；燃料流经所述集液环和所述冷却槽道以冷却所述推力室。
15.本实用新型另一个方面提供了一种探空火箭，包括如上所述的阀门控制系统、推力室、氧贮箱和甲烷贮箱；所述氧贮箱用于存储氧化剂，所述甲烷贮箱用于存储燃料；所述阀门控制系统用于控制所述氧贮箱和所述甲烷贮箱分别向所述推力室提供氧化剂和燃料，以使氧化剂和燃料进入所述推力室燃烧产生推力。
16.根据本实用新型的用于火箭发动机的阀门控制系统，控制阀门组通过并联的第一并联支路和第二并联支路分别控制甲烷主阀和氧主阀，实现了同时控制甲烷主阀和氧主阀关闭的目的，且能够减少推进剂的浪费。
17.应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本实用新型所欲主张的范围。
附图说明
18.下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明实用新型的原理。
19.图1是本实用新型一个实施例的火箭发动机的阀门控制系统及发动机示意图。
20.附图标记说明：
21.1-推力室，2-火药点火器，3-控制阀门组，4-氧主阀，5-甲烷主阀，6-第二单向阀，7-第一调节元件，8-推力室支架，9-氧路导管，10-甲烷路导管，11-第一控制路导管，12-第二控制路导管，13-第一并联支路，14-第二并联支路，15-第一单向阀，16-第一阀门，17-第二阀门，18-第三阀门，19-第三控制路导管，20-氧贮箱，21-甲烷贮箱，22-第一吹除气瓶，23-第二吹除气瓶，24-第一吹除导管，25-第二吹除导管，26-控制气瓶，27-控制气路，p1-第一压力传感器，p2第二压力传感器。
具体实施方式
22.下面将详细描述本实用新型的各个方面的特征和示例性实施例，为了使本实用新
型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及具体实施例，对本实用新型进行进一步详细描述。应理解，此处所描述的具体实施例仅被配置为解释本实用新型，用于示例性的说明本实用新型的原理，并不被配置为限定本实用新型。另外，附图中的机构件不一定是按照比例绘制的。例如，可能对于其他结构件或区域而放大了附图中的一些结构件或区域的尺寸，以帮助对本实用新型实施例的理解。
23.下述描述中出现的方位词均为图中示出的方向，并不是对本实用新型实施例的具体结构进行限定。在本实用新型的描述中，需要说明的是，除非另有说明，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；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可视具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义。
24.此外术语“包括”、“包含”“具有”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素结构件或组件不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出或固有的属于结构件、组件上的其他机构件。在没有更多限制的情况下，由语句“包括
……”
限定的要素，并不排除在包括要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。
25.诸如“下面”、“下方”、“在
…
下”、“低”、“上方”、“在
…
上”、“高”等的空间关系术语用于使描述方便，以解释一个元件相对于第二元件的定位，表示除了与图中示出的那些取向不同的取向以外，这些术语旨在涵盖器件的不同取向。另外，例如“一个元件在另一个元件上/下”可以表示两个元件直接接触，也可以表示两个元件之间还具有其他元件。此外，诸如“第一”、“第二”等的术语也用于描述各个元件、区、部分等，并非特别指称次序或顺位的意思，并且不应被当作限制。类似的术语在描述通篇中表示类似的元件。
26.在下文描述本实用新型的过程中，可能会在一定场景描述中，仅仅使用“火箭”“运载火箭”“航天器”“航天运载器”或“导弹”，这仅仅是为了描述方便，其内涵不限于所用的具体词。通常情况下，本实用新型的火箭既包括用于运载卫星或飞船或其他探测器的运载火箭、航天运载器、靶弹等，也包括用于运载军事载荷的各类导弹、火箭弹等武器，以及能够将有效载荷送入空中的类似产品。本领域技术人员在解释上述具体用词时，不得根据描述场景所用的具体词而将火箭仅仅限定为航天器或导弹之一，从而缩小本实用新型的保护范围。
27.对于本领域技术人员来说，本实用新型可以在不需要这些具体细节中的一些细节的情况下实施。下面对实施例的描述仅仅是为了通过示出本实用新型的示例来提供对本实用新型更好的理解。
28.图1是本实用新型一个实施例的火箭发动机的阀门控制系统及发动机示意图。
29.如图1所示，本实用新型提供一种用于火箭发动机的阀门控制系统，包括：控制阀门组3、甲烷主阀5和氧主阀4。其中，控制阀门组3包括第一阀门16、第二阀门17和第三阀门18。甲烷主阀5用于控制燃料进入推力室1，氧主阀4用于控制氧化剂进入推力室1。第一阀门16通过第一控制路导管11与甲烷主阀5连接，以控制甲烷主阀5的开启。第二阀门17通过第二控制路导管12与氧主阀4连接，以控制氧主阀4开启。第三阀门18通过第三控制路导管19与甲烷主阀5和氧主阀4连接。第三控制路导管19包括并联的第一并联支路13和第二并联支路14，用于分别连接甲烷主阀5和氧主阀4，以同时控制甲烷主阀5和氧主阀4关闭。
30.具体地，由于要保证阀门控制系统点火时需要处于富氧燃烧状态，这就要求氧主
阀先于甲烷主阀打开，因此要求其单独控制打开。对于氧主阀和甲烷主阀的关闭来说，由于两者关闭时间响应具有散差，如果甲烷主阀关闭较晚，将导致发动机关机后会有多余燃料(如甲烷)泄出，并再次和周围氧气进行燃烧，进而加剧回火效应。同时，也会导致燃料的浪费。同理，如果氧主阀关闭较晚，也会导致氧化剂(如液氧)的浪费。
31.在本实施例中，仅以控制阀门组包括三个阀门为例进行说明，不用于限制控制阀门组中阀门的个数。本实施例的阀门控制系统中，第一阀门通过第一控制路导管与甲烷主阀单线连接，用于打开甲烷主阀。第二阀门通过第二控制路导管与氧主阀单线连接，用于打开氧主阀。第三阀门通过并联的第一并联支路和第二并联支路，分别连接甲烷主阀和氧主阀，用于同时关闭甲烷主阀和氧主阀关闭。
32.本实施例中的甲烷主阀和氧主阀可以为截止类阀门开关，即可以为只具有开关功能的阀门。也可以为调节类阀门开关，即可以调整阀门开启范围的开关，能够调节管道内流体的流量。
33.另一方面，如图1所示，本实用新型还提供了一种火箭发动机，包括：如上述所述的阀门控制系统、推力室1、氧贮箱20和甲烷贮箱21。氧贮箱20用于存储氧化剂，甲烷贮箱21用于存储燃料。推力室1通过氧路导管9与氧贮箱20连接、通过甲烷路导管10与甲烷贮箱21。氧主阀4设置于氧路导管9上，甲烷主阀5设置于甲烷路导管10上。
34.具体地，近些年来，随着航天产业的飞速发展，小型探空火箭的市场需求日益增加。具不完全统计，小型探空火箭的年发射量已高达数千枚。当前小型探空火箭主要采用固体燃料，然而，固体燃料发动机存在成本高、可靠性低、动力小等缺点。为了降低探空火箭的成本，可以考虑采用液体燃料发动机。根据推进剂供应原理，可将液体火箭发动机分为挤压式发动机和泵压式发动机。
35.其中，泵压式发动机虽然大大提高了发动机推力，但由于其增加了涡轮泵组件和副路系统，增加了发动机的重量和尺寸，因此，其不适用于探空火箭此类低空飞行、且成本预算不高的情景。挤压式火箭发动机具有系统简单、成本较低的特点。虽然挤压式火箭发动机推力较小，但其完全可以覆盖小型探空火箭的需求范围，是较为理想的发动机系统方案。
36.本实施例的火箭发动机，采用液体推进剂，燃料易获取。其中，氧贮箱用于存储液体氧化剂(如液氧)，甲烷贮箱用于存储液体燃料(如液甲烷)，与采用固体燃料的发动机相比，降低了火箭发动机的成本。液氧甲烷作为推进剂还具有绿色无污染，重复使用性高的特点，已广泛使用在火箭发动机领域，并开始崭露头角。同时，本实施例的发动机，不具有涡轮泵组件及其副路系统，因此系统简单、成功较低。此外，本实施例的火箭发动机无需预冷即可可靠工作，缩短了发动机点火前准备时间，且氧主阀和甲烷主阀不需要设置泄出口，结构更加简单，能够适用于飞行高度较低的探空火箭或靶弹上。
37.如图1所示，根据本实用新型的一个实施例，甲烷路导管10设置有第一调节元件7，第一调节元件7用于调节甲烷路导管10内的燃料流量。
38.如图1所示，根据本实用新型的一个实施例，第一调节元件7的入口和出口处分别设置有第一压力传感器p1和第二压力传感器p2，分别用于测量第一调节元件7的入口压力和出口压力。
39.在本实施例中，氧路导管也可以设置第二调节元件，用于调节氧路导管内氧化剂流量。同理，第二调节元件的入口和出口处可以分别设置一个压力传感器，用于测量第二调
节元件的入口压力和出口压力。例如，发动机需要产生15kn的推力。本实施例中的氧路导管和甲烷路导管通径可以均设置为14mm-16mm，液氧压力设置为6-7mpa，甲烷压力设置为8-9mpa。通过第一调节元件和第二调节元件的入口和出口压力测点，能够计算第一调节元件和第二调节元件的流阻系数，以调整推力室内燃料和氧化剂的混合比。
40.根据本实用新型的一个实施例，推力室1头部设置有火药点火器2，用于点燃推力室1的燃烧室内燃料和氧化剂。
41.在本实施例中，火药点火器可以在电缆控制下点火。火药点火器产生的高温燃气进入推力室燃烧室，引燃进入推力室的燃料和氧化剂(如液甲烷和液氧)，产生的高温工质在推力室喷管中膨胀并加速后，从喷管喷出，从而利用反作用力产生推力。
42.根据本实用新型的一个实施例，还包括第一吹除气瓶22和第二吹除气瓶23。第一吹除气瓶22和第二吹除气瓶23分别通过第一吹除导管24、第二吹除导管25与甲烷主阀5和氧主阀4连接。第一吹除导管24和第二吹除导管25设置有第一单向阀15和第二单向阀6，以分别控制第一吹除气瓶22和第二吹除气瓶23向氧路导管9和甲烷路导管10吹气。
43.在本实施例中，在发动机点火前或对发动机试车试验开始前，可以由外部气源——第一吹除气瓶、第二吹除气瓶分别通过第一单向阀和第二单向阀向氧路导管和甲烷路导管进行吹气，以对其进行吹除，能够吹除发动机系统内的杂质和水气等，提高了发动机的可靠性。
44.进一步地，第一单向阀可以集成在氧主阀上，第二单向阀可以集成在甲烷主阀上。
45.根据本实用新型的一个实施例，还包括控制气瓶26和控制气路27。控制阀门组3为气动阀门。控制气瓶26通过控制气路27与控制阀门组3连接，以控制控制阀门组3开启或关闭。
46.根据本实用新型的一个实施例，还包括推力室支架8。推力室支架8与推力室1通过焊接连接。控制阀门组3设置于推力室支架8上。
47.在本实施例中，推力室支架可以通过焊接与推力室一体成型。氧主阀、甲烷主阀和控制阀门组可以安装于推力室支架上。
48.根据本实用新型的一个实施例，推力室1下部绕其轴向设置有集液环，集液环通过燃料接嘴管与甲烷路导管10连通。推力室1外壁设置有沿其轴向方向的冷却槽道，冷却槽道与集液环连通，并延伸至推力室1头部。燃料流经集液环和冷却槽道以冷却推力室1。
49.在本实施例中，集液环可以设置于推力室喷管最下部，且设有燃料接嘴管，用于连接甲烷导管出口，液体燃料(如液甲烷)流经集液环和冷却槽道进入推力室头腔。本实施例的发动机的液甲烷能够冷却整个推力室。
50.另一方面，如图1所示，本实用新型还提供了一种探空火箭，包括如上所述的阀门控制系统、推力室1、氧贮箱20和甲烷贮箱21。氧贮箱20用于存储氧化剂，甲烷贮箱21用于存储燃料。阀门控制系统用于控制氧贮箱20和甲烷贮箱21分别向推力室1提供氧化剂和燃料，以使氧化剂和燃料进入推力室1燃烧产生推力。
51.本实施例的探空火箭，由阀门控制系统、推力室、氧贮箱和甲烷贮箱组成探空火箭的推进剂供应系统，用来将贮箱的燃料和氧化剂(如高压低温的液甲烷和液氧)输送至推力室进行燃烧。该探空火箭系统简单、成功较低，且无需对发动机预冷即可可靠工作。采用本实施例的探空火箭，减少了成本，能够替代现有基于固体燃料的探空火箭。
52.在本实施例中，探空火箭可以在推进剂入口处并联多个(包括两个)上述火箭发动机，从而为探空火箭的飞行提供更大的推力。
53.本实用新型的上述实施例可以彼此组合，且具有相应的技术效果。
54.以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进(如结构、流程)等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。