[发明专利]一种发动机推进剂自平衡排放装置及其设计方法

说明书

本发明基于降低液体火箭发动机再起动前泵系统推进剂排放干扰的需求，提供了一种简单高效的发动机推进剂自平衡排放装置及其设计方法，包括：排放管结构形式，采用端头封堵两侧对开平衡孔排放方式；排放管安装布局设计原则，要求排放管出口120°锥角范围内没有或减少遮挡物，排出口方向应垂直于排放管与箭体轴线所在平面；按发动机配置台数的不同，排放管出口轴线与箭体纵轴形成的平面和箭体俯仰/偏航平面呈不同夹角，排放力大或出口遮挡物多的推进剂排放管靠近箭体纵轴以减小力臂。本发明实现了发动机推进剂排放力的自平衡，避免了排放过程产生的干扰力对火箭姿态的不利影响；而且结构简单，便于工程应用。

技术领域

本发明属于液体火箭发动机技术领域，涉及一种适用于降低火箭发动机再起动前泵系统推进剂排放对箭体姿态干扰的排放装置。

背景技术

液体火箭发动机多次起动技术，是提升火箭运载能力的有效手段。对于主流的泵压式发动机，前一次工作中，发动机涡轮泵的涡轮结构温度已升至较高水平，发动机再次起动时，由于涡轮与泵之间的热传导，使得泵腔温度较高，导致起动段来流推进剂温度偏高甚至汽化，无法满足泵系统不夹气起动和推力室自身冷却要求，可能造成发动机泵汽蚀或推力室起动时序异常，严重情况下甚至带来燃烧室壁面和喷注器局部烧穿等其他故障。为解决该问题，通常设置推进剂排放系统，再次起动前通过推进剂液体排放降低泵腔温度，实现发动机再次可靠起动。

推进剂排放过程中，排放力大小动态变化且排放力矢量方向与排放口实际加工指向精度有关，即使设计对称排放情况下，也会因各种偏差产生对箭体的俯仰、偏航、滚动方向的干扰力，且发生在姿控喷管控制力矩较小的滑行段，对箭体姿态稳定带来不利影响，严重时甚至导致箭体姿态失稳，发射任务失利。

随着液体火箭发动机多次起动的广泛应用，要求一方面可靠完成推进剂排放为再次起动创造良好条件，另一方面优化设计排放装置，降低排放力对箭体姿态的干扰。

现阶段国内外推进剂排放系统设计普遍较复杂，对称排放对排放管加工及安装精度要求较高，且仍无法有效解决排放力大小随机变化带来的干扰。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明的目的在于提供一种发动机推进剂自平衡排放装置及其设计方法。

一种发动机推进剂自平衡排放装置及其设计方法，其特征在于，所述装置和设计方法包括：

氧化剂排放管与燃料排放管分开单设，引自发动机泵系统出口；

所述氧化剂排放管的一端采用堵盖、所述燃料排放管的一端采用堵盖分别封堵两侧对开平衡孔结构，实现排出介质产生推力的自平衡；

排放管平衡孔方向应垂直于排放管与箭体轴线所在平面，且120°锥角范围内没有或减少遮挡物；

安装布局要求，单发动机状态，开有平衡孔的末段排放管轴线与箭体纵轴形成的平面与箭体俯仰轴、偏航轴所在平面呈45°夹角，将不平衡力分摊在俯仰、偏航两个方向，降低克服干扰的难度；

双发动机状态下，当两台发动机位于箭体I-Ⅲ基准偏航轴上时，开有平衡孔的末段排放管轴线与箭体纵轴形成的平面位于偏航轴所在平面，排放力大或出口遮挡物多的推进剂排放管靠近箭体纵轴以减小力臂，降低潜在干扰。

本发明提供了一种发动机推进剂自平衡排放装置的设计方法，其特征在于，所述方法包括：

步骤1：根据发动机再次起动排放要求，设计推进剂排放参数和管路结构；

步骤2：根据发动机布局，设计推进剂排放管路走向和安装布局；

步骤3：根据推进剂排放管路结构尺寸和布局走向，设计自平衡开孔尺寸及方向；