申请/专利权人：贵州航天朝阳科技有限责任公司

申请日：2022-09-02

公开（公告）日：2022-11-25

公开（公告）号：CN115387933A

主分类号：F02K9/62

分类号：F02K9/62;F02K9/52

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2022.12.13#实质审查的生效;2022.11.25#公开

摘要：本发明公开了一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机及燃烧容腔调节方法，发动机具有燃烧室容腔调节功能,发动机主要由轴承、调节螺杆、控制电机模块、喷注器壳体、燃烧室、开度调节套筒和针栓等组成，其中喷注器壳体与燃烧室配合形成可滑动密封活塞式结构。本发明利用调节螺杆、喷注器壳体、燃烧室、开度调节套筒和针栓之间不同螺纹副的导程差异，在实现变推力流量调节控制的基础上，同步实现对发动机燃烧室容腔的匹配性调节，有效降低燃烧室热防护难度，提高变推力发动机热管理能力。

主权项：1.一种燃烧容腔可调节的变推力液体火箭发动机，其特征在于：包括，燃烧室5，所述燃烧室5为拉瓦尔喷管结构，包括圆柱段、收敛段、喉部及扩张段；喷注器壳体4，所述喷注器壳体4置于燃烧室5的圆柱段内，喷注器壳体4的外表面有一条环形槽，环形槽与圆柱段内壁之间形成了集液腔，集液腔上方以及下方且位于喷注器壳体4与燃烧室5圆柱段内壁之间设置有径向密封结构，喷注器壳体4上还开设有与集液腔连通的燃料进口12和燃料出口，以及贯穿喷注器壳体4上、下端面的第一通孔，通孔内壁上设置有第一内螺纹，喷注器壳体4下端面还设置有与第一通孔同轴的燃料喷口，燃料喷口内包含第一内锥面；调节螺杆2，所述调节螺杆2上开设有贯穿调节螺杆2轴向上、下端面的第二通孔，第二通孔的内壁上设置有第二内螺纹和第三内螺纹，调节螺杆2的外表面设置有第一外螺纹，且调节螺杆2的下端通过第一外螺纹与喷注器壳体4的第一内螺纹连接形成第一螺纹副，调节螺杆2的上端延伸至喷注器壳体4上端外侧，并通过轴承1与轴承座形成无轴向位移的转动副；开度调节套筒6，所述开度调节套筒6上开设有贯穿开度调节套筒6轴向上、下端面的第三通孔，开度调节套筒6的外表面设置有第二外螺纹，开度调节套筒6的上端插接在调节螺杆2的第二通孔中并通过第二外螺纹与调节螺杆2的第二内螺纹形成第二螺纹副，开度调节套筒6的下端经喷注器壳体4的第一通孔延伸至喷注器壳体4下端外侧，开度调节套筒6的外表面包含第一外锥面，第一外锥面的锥角等于第一内锥面的锥角；针栓7，所述针栓7的上端外表面设置有第三外螺纹，针栓7的下端设置有一圈垂直于针栓7轴线的环形平面，针栓7同时插接在调节螺杆2的第二通孔以及开度调节套筒6的第三通孔中，且针栓7的上端通过第三外螺纹与调节螺杆2的第三内螺纹形成第三螺纹副，针栓7的下端环形平面位于开度调节套筒6的第三通孔下端外侧；第一周向限制结构，所述第一周向限制结构位于第一通孔内壁与开度调节套筒6外表面之间，防止喷注器壳体4与开度调节套筒6之间产生相对旋转运动；第二周向限制结构，所述第二周向限制结构位于第三通孔内壁与针栓7外表面之间，防止开度调节套筒6与针栓7之间产生相对旋转运动；燃料喷嘴通道13，所述开度调节套筒6外表面与喷注器壳体4的燃料喷口内壁之间有间隙，且该间隙形成了燃料喷嘴通道13，且燃料喷嘴通道13与燃料出口连通；氧化剂喷嘴通道14，所述针栓7的外表面与开度调节套筒6的第三通孔内壁之间有间隙，且该间隙形成了氧化剂喷嘴通道14，氧化剂喷嘴通道14与第一通孔连通；驱动装置，所述驱动装置与调节螺杆2连接并驱动调节螺杆2旋转；所述第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副、转动副和燃烧室5的圆柱段同轴布置，第一螺纹副、第二螺纹副、第三螺纹副的旋向均一致，第二螺纹副的螺纹导程大于第一螺纹副的螺纹导程和第三螺纹副的螺纹导程。

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