空间小推力发动机推力室喷注器的设计与身部冷却问题.pdfVIP

年c，一 上 海 航 天 996年第 3期 空间小推力发动机推力室喷注器的设计 与身部冷却 问题 舡蝎炯帐。叫聊 下 2 一 岁牛． A文摘介绍了空间小推力双组元液体足箭发动机推力室头部啧注器设计的某 计 ，身部冷却 c．头部喷前腔的容积应尽量小。这不 1 前言 仅有利于发动机能给出尽量小而理想的脉冲 冲量，而且容积小也利于减少脉 冲工况下反 本文所指的空间小推力发动机推力室 ， 复关机 中推进剂对发动机邻近设备 (如太阳 主要是指各类空间飞行器上用于执行姿态控 能电池帆板)的累积污染。 制、轨道修正以及对接、分离和制动等使命的 d．发动机 的头部温度应控制不超过 120 推力为几牛和几十牛的双组元液体火箭发动 ～ 150℃，以避免氧化剂达到饱和温度和不影 机推力室 。 响阀门组件 中的塑料一橡胶件和软磁铁的功 这类小发动机推力室头部燃烧过程的组 能 。 织及身部冷却方案和材料的选择都有一些特 e．当这类小发动机的推力室用于寿命 辣的要求，并受到某些限制 。本文只讨论推 以年计的卫星或其他飞行器的控制发动机上 力室头部喷注器设计的某些特点和身部冷却 时，以累积时间表征的推力室工作时间则以 的一些问蹶 。 小时或数十小时计 。这就对长程工作可靠性 提出了更高的要求，而脉冲工作 又要求有更 2 推力室设计的总体考虑 高的启动一关机可靠性和推力室身部材料应 具有极好的抗热震功能。 对小推力发动机推力室的设计要求 ： a 头部喷注器能组织尽量高效率的燃 3 喷注器的设计方案及其特点 烧 。 在受头部结构尺寸限制的条件下，这里 b．推力室壳体通过适 当的选材和冷却 最常见的喷注器设计方案是 由数对直流式喷 设计能承受尽量高的燃气温度。 注孔构成的直流互击式喷注器或同轴离心式 收稿 日斯 ；1996_03—08 *系上海市宇航学会会员 996年第3期 上 海 航 天 喷注器 。 低 。但是，对受空间限制而不能组织独立液 膜冷却的小推力发动机推力室而言，这 的确 3．1 直流互击式喷注器 是一个可行方