小推力火箭发动机

摘要

本发明公开了一种应用于航天飞行器的小推力火箭发动机，包括燃阀(1)、氧阀(2)与喷注器(4)联接，分别向喷注器(4)输送煤油和气态氧；喷注器(4)的尾部设置有电点火器(3)；喷注器(4)与推力室身部本体(5)连接；推力室身部本体(5)由燃烧室和喷管组成，点火器(3)产生的电火花直接点燃喷注器(4)喷注面附近的推进剂混气，燃气由喷管排出产生推力。本发明使用气氧/煤油作为推进剂，解决了现有有毒自燃推进剂发动机的环境污染问题，取得了无毒、无污染、高性能、响应快及适应稳态/脉冲双工作模式等有益效果。

主权项

一种小推力火箭发动机，其特征在于，该装置包括：燃阀(1)和氧阀(2)组成推进剂控制阀；燃阀(1)通过法兰与喷注器(4)内部的外喷嘴联接，向外喷嘴输送液态组元；氧阀(2)通过法兰与喷注器(4)内部的内喷嘴联接，向内喷嘴输送气态组元；液态组元和气态组元在喷注器(4)的喷注面形成推进剂混气；喷注器(4)的尾部设置有电点火器(3)；电点火器(3)包括：火花塞(8)，通过火花塞电缆(6)与激励源(7)连接；火花塞(8)与喷注器(4)螺纹联接，采用铝垫片端面密封；喷注器(4)与推力室身部本体(5)活联接或焊接联接，采用柔性石墨密封；推力室身部本体(5)由依次连通的燃烧室和喷管组成；火花塞(8)发火端产生的电火花直接点燃喷注器(4)喷注面附近的推进剂混气，其燃气从推力室身部本体(5)的喷管喷出。