单组元姿控发动机模块及其组合的制作方法

单组元姿控发动机模块及其组合
1.技术领域：本发明涉及本发明涉及空间飞行器技术领域，具体地涉及一种单组元姿控发动机模块及其组合。
2.

背景技术：
姿控发动机被广泛应用于火箭上面级和空间飞行器，是飞行器姿态调整的关键部件。但姿控动力系统一般发动机数量较多，存在系统复杂，管路较多，发动机安装繁琐，维护不便以及可靠性较低等问题。
3.

技术实现要素：
本发明的目的是提供一种单组元姿控发动机模块及其组合，以解决现有技术中姿控动力系统结构复杂，管路较多，发动机安装繁琐，维护不方便以及可靠性较低等问题。
4.上述的目的通过以下的技术方案实现：一种单组元姿控发动机模块及其组合，其特征在于，包括：发动机模块，发动机模块具有推进剂推进剂入口、电磁阀安装部、电磁阀安装部以及推力室安装部、推力室安装部；单组元推进剂从推进剂入口进入所述发动机模块，经电磁阀控制进入推力室，推进剂在推力室与催化剂充分接触并燃烧，高温燃气从推力室排出产生推力。
5.所述单组元姿控发动机模块及其组合，所述推力室由推进剂入口、喷注器、催化床、燃烧室以及大喷管组成。
6.所述单组元姿控发动机模块及其组合，所述推进剂入口包括推进剂入口第一流道、推进剂入口第二流道；推进剂入口第一流道经第一电磁阀入口进入第一电磁阀安装部，推进剂入口第二流道经第二电磁阀入口进入第二电磁阀安装部。
7.所述单组元姿控发动机模块及其组合，所述电磁阀安装在第一电磁阀安装部，推进剂由第一电磁阀入口进入所述电磁阀，电磁阀控制推进剂的流通，再从第一电磁阀出口流出，经过第一推力室入口流道到达第一推力室安装部。
8.所述单组元姿控发动机模块及其组合，所述推力室安装在第一推力室安装部，推进剂经第一推力室入口流道进入推力室。
9.所述单组元姿控发动机模块及其组合，所述电磁阀安装在第二电磁阀安装部，推进剂由第二电磁阀入口进入电磁阀，电磁阀控制推进剂的流通，再从第二电磁阀出口流出，经过第二推力室入口流道到达第二推力室安装部。
10.所述单组元姿控发动机模块及其组合，所述推力室安装在第二推力室安装部，推进剂经第二推力室入口流道进入推力室。
11.所述单组元姿控发动机模块及其组合，第一推力室安装部的安装面与第二推力室安装部的安装面角度为90
°
或大于90
°
或小于90
°
。
12.本发明的有益效果：本发明将两组推力室及电磁阀集成到一个模块，两个互成角度的推力室集成到一
起，形成一个部件，仅保留一个对外的推进剂入口，能够满足单个推力室启动或两个推力室同时启动，若干个这样的发动机模块及其组合即可完成飞行器俯仰、偏航以及滚转的姿控调整需求。解决了系统复杂，管路较多，发动机安装繁琐，维护不便以及可靠性较低的问题。
13.结构简单可靠，满足中小型飞行器姿态调整需求，具备十分广阔的应用空间。
14.附图说明：附图1示出了本发明的一种单组元姿控发动机模块的第一种角度结构示意图；附图2示出了本发明的一种单组元姿控发动机模块的第二种角度结构示意图；附图3示出了单组元姿控发动机模块中燃料入口至电磁阀前的流道；附图4示出了单组元姿控发动机模块中第一电磁阀至第一推力室的流道；附图5示出了单组元姿控发动机模块中第二电磁阀至第二推力室的流道；附图6示出了本发明单组元姿控发动机模块及其组合的一个实施例示意图。
15.其中，上述附图包括以下附图标记：100、推进剂入口；110、推进剂入口第一流道；120、推进剂入口第二流道；200、电磁阀；210、第一电磁阀；211、第一电磁阀入口；212、第一电磁阀出口；220、第二电磁阀；221、第二电磁阀入口；222、第二电磁阀出口；300、推力室；310、第一推力室安装部；311、第一推力室入口流道；320、第二推力室安装部；321、第二推力室入口流道。
16.具体实施方式：为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。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获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
17.本发明提供了一种单组元姿控发动机模块及其组合，如图1
‑
6所示，本实施例的一种单组元姿控发动机模块及其组合具有：推进剂入口100、推进剂入口第一流道110、推进剂入口第二流道120、电磁阀200、第一电磁阀210、第一电磁阀入口211、第一电磁阀出口212、第二电磁阀220、第二电磁阀入口221、第二电磁阀出口222、推力室300、第一推力室安装部310、第一推力室入口流道311、第二推力室安装部320、第二推力室入口流道321组成。
18.在本实施例中，如图1
‑
图6所示，单推3从推进剂入口100进入发动机模块，经电磁阀200控制进入推力室300，在推力室300与催化剂充分接触并燃烧，高温燃气从推力室300
排出产生推力。
19.在本实施例中，如图3所示，推进剂入口向上推进剂入口第一流道110，向下为推进剂入口第二流道120。推进剂入口第一流道110经第一电磁阀入口211进入第一电磁阀安装部210，推进剂入口第二流道120经第二电磁阀221进入第二电磁阀安装部220。
20.在本实施例中，如图4所示，电磁阀200安装在第一电磁阀安装部210，单推3由第一电磁阀入口211进入电磁阀200，再从第一电磁阀出口212流出，经过第一推力室入口流道311到达第一推力室安装部310。
21.在本实施例中，如图5所示，电磁阀200安装在第二电磁阀安装部220，推进剂由第二电磁阀入口221进入电磁阀200，再从第二电磁阀出口222流出，经过第二推力室入口流道321到达第二推力室安装部320。
22.在本实施例中，如图6所示，推进剂入口100为一个接管嘴，推进剂为单推
‑
3推进剂。
23.在本实施例中，如图6所示，推力室300安装在第一推力室安装部310，推进剂经第一推力室入口流道311进入推力室300。
24.在本实施例中，如图6所示，推力室300安装在第二推力室安装部320，推进剂经第二推力室入口流道321进入推力室300。
25.在本实施例中，如图1、图6所示，第一推力室安装部310和第二推力室安装部320的安装面相互垂直。
26.从以上的描述中，可以看出，本发明上述的实施例实现了如下技术效果：该单组元发动机模块及其组合将两个互成角度的推力室集成到一起，形成一个部件，仅保留一个对外的推进剂入口，若干个这样的发动机模块及其组合即可完成飞行器俯仰、偏航以及滚转的姿控调整需求。解决了系统复杂，管路较多，发动机安装繁琐，维护不便以及可靠性较低的问题。
27.最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。