一种发动机推力室设计方法及发动机推力室与流程

本发明涉及航天，特别涉及一种发动机推力室设计方法及发动机推力室。

背景技术：

1、火箭作为运输航天器的工具，在将航天器送入预定轨道后，火箭末级会与航天器分离。不论是卫星还是其他航天器，内部都是由非常精密的电子元器件构成的，火箭末级不仅仅要将它们送到预定轨道，还要将卫星调整好姿势。

2、末修姿控动力系统为火箭末级提供动力，保证火箭末级和载荷能够进入预设轨道。发动机推力室的结构作为末修姿控动力系统直接动力输出结构，决定了末修姿控动力系统动作的可控性，并保证载荷入轨的精确性。

3、现有的发动机推力室设计方案没有从末修姿控动力系统的整体需求出发，与末修姿控动力系统的整体存在不完全匹配的情况。

4、有鉴于此，实有必要提供一种新的技术方案以解决上述问题。

技术实现思路

1、为解决上述技术问题，本申请提供一种发动机推力室设计方法及发动机推力室，能够满足末修姿控动力系统的整体需求，为末修姿控动力系统提供足够的动力。

2、一种发动机推力室设计方法，包括：

3、根据末修姿控动力系统的设计要求确定发动机的数量和布局方式，并确定发动机的性能参数；

4、将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围；

5、确定发动机推力室的喷注方案和型面方案；

6、对发动机推力室进行仿真计算，验证发动机推力室的性能是否满足要求。

7、优选的，所述末修姿控动力系统的设计要求包括：末修姿控动力系统设计标准条件、推进剂种类、系统总质量、发动机工作方式和发动机性能参数。

8、优选的，发动机包括第一推力发动机和第二推力发动机；

9、其中，第一推力发动机的设计推力为50n；第一推力发动机具有4台；

10、第二推力发动机的设计推力为700n；第二推力发动机具有12台。

11、优选的，所述发动机性能参数包括：真空比冲、设计推力、推力偏差、成对工作推力偏差、混合比偏差、后效冲量偏差、一次连续最长工作时间、最短工作时间、累计工作时间、最长再启动间隔时间、最短间隔时间、累计工作次数、推力线偏移、推力线偏斜、启动不同步性、关机不同步性以及发动机接收到启动指令至达到额定推力90％的时间和发动机接收到关机指令至达到额定推力10％的时间。

12、优选的，所述发动机推力室室压满足以下条件：

13、

14、式中，pc为推力室稳态工作室压；δpv为推进剂控制阀组的流阻；δph为调压孔板压降；p*为推进剂控制阀组的入口压力。

15、优选的，所述将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，包括：

16、根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量；

17、计算当前数量的发动机开启时，减压阀出口压力和发动机推力室入口压力；

18、根据发动机推力室入口压力确定推力室的推力并计算推力偏差。

19、优选的，根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量中，末修姿控动力系统具有第一控制状态、第二控制状态、第三控制状态和第四控制状态；

20、其中，在第一控制状态下，两个50n发动机工作，发动机推力室入口压力处于最高状态；

21、在第二控制状态下，四个700n发动机和两个50n发动机同时工作，发动机推力室入口压力在设计状态上下浮动；

22、在第三控制状态下，六个700n发动机和两个50n发动机同时工作，发动机推力室入口压力低于设计状态；

23、在第四控制状态下，八个700n发动机和两个50n发动机同时工作，发动机推力室入口压力处于最低状态。

24、根据本发明的另一方面，还包括一种由所述发动机推力室设计方法设计出的发动机推力室，包括：

25、燃烧室；

26、喷管；所述喷管固设于所述燃烧室尾端，与所述燃烧室连通；所述喷管包括扩张段和出口；所述燃烧室与所述喷管之间具有喉管；

27、控制阀组；所述控制阀组与所述燃烧室连通，用于控制推进剂进入燃烧室；

28、喷嘴，所述喷嘴通过管路与所述控制阀组连通，用于将推进剂进行雾化；

29、节流孔板；所述节流孔板与所述控制阀组的出口连通，用于对推进剂进行节流。

30、优选的，所述50n推力室的喷注器包括头部基体、氧化剂涡流器和燃料涡流器；所述头部基体包括同轴嵌套的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴；所述氧化剂喷嘴环绕于所述燃料喷嘴内部；所述燃料喷嘴进口端与所述燃料涡流器连通；所述氧化剂喷嘴进口端与所述氧化剂涡流器连通。

31、优选的，所述700n推力室采用直流互击喷注形式，包括喷注器头部；所述喷注器头部包括喷注盘和导流腔体；所述喷注盘包括36对喷注孔；每对喷注孔的单元推力为19.447n；所述喷注孔设置于内外两圆环上，其中，内圆环上具有12对喷注孔，外圆环上具有24对喷注孔。

32、与现有技术相比，本申请至少具有以下有益效果：

33、1、本发明能够满足末修姿控动力系统的整体需求，为末修姿控动力系统提供足够的动力。

34、2、本发明通过对发动机推力室进行仿真计算，对发动机推力室的性能进行了验证，保证了发动机推力室性能的可靠性。

35、3、本发明将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，进而确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围，能够有效实现发动机推力室与末修姿控动力系统的匹配性。

技术特征：

1.一种发动机推力室设计方法，其特征在于，包括：

2.如权利要求1所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述末修姿控动力系统的设计要求包括：末修姿控动力系统设计标准条件、推进剂种类、系统总质量、发动机工作方式和发动机性能参数。

3.如权利要求2所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，发动机包括第一推力发动机和第二推力发动机；

4.如权利要求3所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述发动机性能参数包括：真空比冲、设计推力、推力偏差、成对工作推力偏差、混合比偏差、后效冲量偏差、一次连续最长工作时间、最短工作时间、累计工作时间、最长再启动间隔时间、最短间隔时间、累计工作次数、推力线偏移、推力线偏斜、启动不同步性、关机不同步性以及发动机接收到启动指令至达到额定推力90％的时间和发动机接收到关机指令至达到额定推力10％的时间。

5.如权利要求4所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述发动机推力室室压满足以下条件：

6.如权利要求5所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，包括：

7.如权利要求6所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，根据末修姿控动力系统的控制要求，确定发动机的开启数量中，末修姿控动力系统具有第一控制状态、第二控制状态、第三控制状态和第四控制状态；

8.一种由权利要求3-7任一项发动机推力室设计方法设计出的发动机推力室，其特征在于，包括：

9.如权利要求8所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述50n推力室的喷注器包括头部基体、氧化剂涡流器和燃料涡流器；所述头部基体包括同轴嵌套的燃料喷嘴和氧化剂喷嘴；所述氧化剂喷嘴环绕于所述燃料喷嘴内部；所述燃料喷嘴进口端与所述燃料涡流器连通；所述氧化剂喷嘴进口端与所述氧化剂涡流器连通。

10.如权利要求8所述的发动机推力室设计方法，其特征在于，所述700n推力室采用直流互击喷注形式，包括喷注器头部；所述喷注器头部包括喷注盘和导流腔体；所述喷注盘包括36对喷注孔；每对喷注孔的单元推力为19.447n；所述喷注孔设置于内外两圆环上，其中，内圆环上具有12对喷注孔，外圆环上具有24对喷注孔。

技术总结
本发明公开了一种发动机推力室设计方法及发动机推力室，属于航天技术领域，包括根据末修姿控动力系统的设计要求确定发动机的数量和布局方式，并确定发动机的性能参数；将末修姿控动力系统的控制要求与发动机的性能参数进行匹配，确定进入发动机推进剂的流量范围以及发动机推力室室压范围；确定发动机推力室的喷注方案和型面方案；对发动机推力室进行仿真计算，验证发动机推力室的性能是否满足要求。本发明能够满足末修姿控动力系统的整体需求，为末修姿控动力系统提供足够的动力。

技术研发人员：魏凯,彭昊旻,布向伟,姚颂,韩亚威,佟显义
受保护的技术使用者：东方空间（江苏）航天动力有限公司
技术研发日：
技术公布日：2024/4/29