CN104632467B - 超音速客机用一种有声腔火箭推力室及其供应系统 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种有声腔火箭推力室及其供应系统，属于70％‑75％过氧化氢/航空煤油中压补燃火箭发动机。为了能研制出满足超音速客机使用要求的火箭发动机，本发明采用有声腔三层底头部结构、两种气液喷注单元、管束式身部结构等推力室技术方案，采用中压补燃系统，设置向飞机气源系统提供氧气和水蒸汽的一种源头气系统。本发明的主要优点是推力室燃烧温度和反应器分解问题都很低，推力室身部冷却很可靠，声腔能有效减振，大大减少技术难度，具备用较小代价和较短时间研制出超音速客机用火箭发动机的条件。本发明主要用于超音速客机，也适用于火箭飞机、航天飞机、星际飞船、运载火箭、液体导弹等。
Description
技术领域
本发明涉及飞机用的过氧化氢/煤油火箭发动机。
背景技术
民航飞机安全适用，但洲际长航程耗时十余小时，乘客比较疲劳。联想到高铁和动车的好处，长航程民航飞机也应该增速一倍左右，成为以2-3倍音速巡航的超音速客机。
早在1976年，欧洲就研制了恊和号超音速客机，是用大推力航空喷气发动机推进后掠式机翼的客机。这种飞机存在不够安全、故障较多、维护费用高、起飞噪声大等缺点，在2000年发生空难后三年退役。
最近欧美又重新研制新一代超音速客机。美国洛克希德-马丁公司研发的″N+2″商用超音速客机，可容纳80名乘客，采用了新动力系统(不详)。美国Aerion航空技术公司也与欧洲空中客车集团合作，研制只有12名乘客的AS2超音速商务喷气机，采用减少20％阻力的机翼设计，预计2019年试飞。
本人提出的超音速客机方案是在飞机尾部增设一台火箭发动机，与机翼下的航空喷气发动机组成双推进系统。在从10000米左右常规巡航高度爬升至20000米左右新巡航高度并加速至2-3倍音速的后阶段，启动火箭发动机进行双推进。该方案的主要优点是能较多保留飞机原技术状态，起飞、前期爬升和降落机场的飞行特点不变，乘员人数可多些。
超音速客机用的火箭发动机要求具有与航空喷气发动机相近的安全可靠、振动小、寿命长、能重复使用很多次、使用维护方便、经济性好等特点，使用的推进剂要便于加注车加注。另外，超音速客机大部分时间在空气稀薄的高空飞行，还需要提供调节客舱氧气量、压力、温度和湿度用的气源。目前国内外都没有能满足这些要求的火箭发动机。过氧化氢/煤油火箭发动机虽然早已用在军用飞机上，但由于高浓度85％-98％过氧化氢不太安全，用的较少。本人有获准的″一种无催化床的中等浓度过氧化氢/煤油燃烧室″实用新型专利(ZL201320842845.6)，提高了安全性和使用性，但这种军民两用的小型燃烧室无减振设施，不能用在超音速客机的液体火箭发动机上。
发明内容
针对能满足超音速客机使用要求的火箭发动机目前在国内外都没有，上述专利的燃烧室无减振设施，为了能研制出满足超音速客机使用要求的火箭发动 机，本发明给出作为这种发动机主要部分的一种有声腔火箭推力室及其供应系统。
本发明的火箭推力室使用较低浓度70％-75％过氧化氢作为氧化剂，无毒、无色、无气味，是腐蚀性小的环保化学品。按中华人民共和国国家标准GB1616-2003进行生产、运输、储存和使用是安全的。是良好的再生冷却剂，不会积炭结焦，也不易产生推力室内壁热疲劳。冰点-40℃--32℃，沸点125℃-129℃，一年四季都能用。工业级70％过氧化氢的1千克价格6元人民币，较便宜。密度大，在25℃的密度1.2867-1.3103g/cm3。分解温度低，大气压下的完全分解温度266.8℃-388.9℃，15MPa压力的完全分解温度321.6℃-393.9℃。
本发明的火箭推力室使用航空煤油作为燃料，主要是3号喷气燃料或2号喷气燃料，这与航空喷气发动机的燃料相同。
本发明的火箭推力室使用的点火剂是自燃煤油，由煤油、主催化剂、副催化剂和溶剂组成，详見本人的专利申请CN102863994A。自燃煤油先于航空煤油1-3秒进入推力室，与初始的含有未分解过氧化氢的富氧气相接触而自燃点火。
本发明的火箭推力室由头部和身部组成。头部的内底和中底与按同心圆紧凑排列的富氧气喷嘴钎焊成一体，然后再连同外底一起与声腔焊为一体，构成有声腔的三层底结构。声腔是根据四分之一波管原理抑制推力室高频不稳定燃烧和减振用，由交错排列的深声腔和浅声腔组成。深声腔是抑制推力室一阶切向声学振型，而浅声腔是抑制推力室一阶径向、二阶切向等声学振型。在相邻富氧气喷嘴之间的狭小空间内底上钻有喷注点火剂和燃料用的斜孔和直孔，其数目之和与富氧气喷嘴数目相等。最外圈富氧气喷嘴内侧是直孔，这种轴线平行的气液喷注单元有助于降低声腔入口外的燃气迴流区或过渡区的温度。其余都是与富氧气喷嘴轴线相交的斜孔，这种二击式气液喷注单元有助于快速点火和提高燃烧效率。推力室混合比一般用70％-75％过氧化氢与航空煤油的化学计算量混合比10.3-9.6，推力室压力一般为7-8MPa。
本发明的火箭推力室身部为管束式结构，用到经专门工艺弯曲成推力室身部型面的变截面管，由很多根管绕圆周组装和钎焊而成。作为再生冷却剂的70％-75％过氧化氢从管束式身部的各根管内单向流过，对燃烧温度达1958℃-2112℃的推力室进行外冷却。身部与头部的连接使得声腔有两种位置供选择用，一是位于推力室内的外侧燃气迴流区，另一是位于推力室喷雾区外的过渡区。
本发明火箭推力室的供应系统是中压补燃系统，主要由氧化剂系统和燃料系统组成。氧化剂系统是将氧化剂泵后的氧化剂流经推力室管束式身部进行再 生冷却后，流入反应器经过纯银网或其它催化床分解成主要由水蒸汽和氧气组成的富氧气，去驱动用来带动氧化剂泵和燃料泵的低压比涡轮，然后流入推力室头部。反应器出口引出一小股富氧气至飞机气源系统。也可另设一个小反应器，在火箭推力室工作或不工作时专门向飞机气源系统供气。
本发明火箭推力室供应系统的燃料系统是将燃料泵后的燃料输送到推力室头部，与输入的富氧气进行气液燃烧，生成水蒸汽和二氧化碳。由于航空煤油不能与温度不到400℃的富氧气快速自燃点火，故在燃料泵前设置有以内装点火剂的点火管为主的多次点火系统。
本发明的火箭推力室及其供应系统的主要优点和有益效果：
(1)本发明的火箭推力室燃烧温度比现有液氧/煤油和液氧/液氢推力室燃烧温度3250℃-3400℃低1138℃-1442℃之多，用流量大和冷却性能好的70％-75％过氧化氢冷却管内无焊渣的管束式身部很可靠，再加上反应器的分解温度不到400℃，这使得本发明火箭推力室及其供应系统主要组件的工作条件得到根本性改善，大大减少技术难度，具备用较小代价和较短时间研制出超音速客机用火箭发动机的条件。
(2)本发明的火箭推力室设置了抑制高频不稳定燃烧和减振用的深浅两种声腔，采用最外圈氧化剂喷嘴和对应的燃料直孔降低声腔入口外燃气迴流区或过渡区的温度，并用声腔肋内沿径向孔流动的燃料对肋受热处进行外冷却，可确保声腔可靠工作，能有效降低超音速客机用火箭发动机的振动。
(3)本发明火箭推力室的供应系统是中压补燃系统，既消除了涡轮排气损失，又比高压补燃系统的压力低。
(4)本发明火箭推力室供应系统中的反应器和另设置的小反应器都能催化分解70％-75％过氧化氢，生成含氧气和水蒸汽的富氧气，可引至超音速客机的气源系统，供调节客舱的氧气量、压力、温度和湿度用，并能得到有用的冷凝水。
本发明涉及一种有声腔火箭推力室及其供应系统，使用真正的无毒可储存推进剂70％-75％过氧化氢/航空煤油，属于一种中压补燃火箭发动机的主要部分。主要适用于超音速客机，也适用于火箭飞机、航天飞机、星际飞船、运载火箭、液体导弹等。
附图说明
图1是本发明一种有声腔火箭推力室的头部仰视图，即喷注单元和声腔的布置图。其中图1-1是头部仰视图，图1-2是图1-1的A-A剖面图，图1-3是图1-1的B-B剖面图。
图2是推力室头部正视图。
图3是推力室身部正视图。
图4是头部和身部连接成一体的一种推力室结构简图。
图5是本发明火箭推力室的供应系统主要部分简图。
图6是本发明火箭推力室的供应系统其它部分简图。
具体实施方式
包含图1-1、图1-2和图1-3的图1、图2、图3和图4是本发明一种有声腔火箭推力室的优选实施例。图5和图6是与该推力室配套的供应系统优选实施例。
如图1至图4所示，本发明一种有声腔火箭推力室，由头部和身部组成，头部包括内底1、富氧气喷嘴2、中底3、外底4、有富氧气入口管的连接座5、声腔6、煤油集液器环7、煤油过滤网8和煤油入口接管嘴9，身部包括过氧化氢入口管10、过氧化氢集液器环11、过氧化氢过滤网12、扩散段外壳13、连接法兰盘14、喷管延伸段15、人字环16、变截面管17、收敛段外壳18、圆柱段外壳19、过氧化氢出口集液器环20、过氧化氢出口管21和连接环22或连接环A22A，除喷管延伸段15是用螺栓连接外的其余零件均焊接固定。内底1、富氧气喷嘴2、中底3、外底4和声腔6组成有声腔的三层底头部结构，内底1上开有与富氧气喷嘴2组成两种气液喷注单元的煤油斜孔23和煤油直孔24，多根变截面管17沿圆周排列组焊成用70％-75％过氧化氢作为再生冷却剂的管束式身部结构。
声腔6沿圆周开有数量和宽度相同的两种直槽，深度和弧长大的是深声腔25，深度和弧长小的是浅声腔26，两种声腔相间排列，声腔之间的声腔肋上在对应内底1和中底3之间的位置开有径向槽形煤油孔27。
气液喷注单元的富氧气喷嘴2是直孔式气喷嘴，按同心圆紧凑排列与内底1和中底3成为一个整体，喷嘴之间的狭小空间内底1上开有与喷嘴数目相同的煤油喷孔，最外圈是煤油直孔24和其余是煤油斜孔23。
管束式身部结构的所有变截面管17在两端的根部外侧及扩散段外壳13和圆柱段外壳19的相应部位都开有槽形孔28和径向槽形孔29。
连接环22使头部和身部连接后达到声腔槽外径D1等于推力室圆柱段内径D，连接环A 22A使头部和身部连接后达到声腔槽内径D2不小于推力室圆柱段内径D。
如图5和图6所示，本发明一种有声腔火箭推力室的供应系统，由增压系统、氧化剂系统、燃料系统和其它系统组成，增压系统包括高压气瓶30、高压气开关31、高压气减压器32、中压气瓶33、中压气开关34和中压气减压器35，氧化剂系统包括过氧化氢储箱40、过氧化氢低压阀门41、过氧化氢泵42、过氧化氢气蚀管43、过氧化氢高压阀门44、过氧化氢第二高压阀门45、反应器46、涡轮47及推力室的过氧化氢入口管10、过氧化氢出口管21和有富氧气入口管的安装座5，燃料系统包括煤油储箱60、煤油低压阀门61、点火管62、煤油第二低压阀门63、煤油泵64、煤油气蚀管65、煤油高压阀门66及推力室的煤油入口接管嘴9，其它系统包括由点火剂箱67、点火剂低压阀门68和点火管62组成的多次点火系统及由过氧化氢第二低压阀门49、小反应器50和供气管51组成的供气系统，各相关部分用导管连接。增压系统、氧化剂系统、燃料系统、多次点火系统和推力室构成一种中压补燃火箭发动机系统，增压系统、氧化剂系统和供气系统构成向飞机气源系统提供氧气和水蒸汽的一种源头气系统。
多次点火系统的点火管62内的容积等于燃料容积流量乘以1-3秒点火启动工作时间，点火剂箱67的容积要保证内装的自燃煤油在往返飞行期间足够推力室点火启动使用。
供气系统的供气管51是在推力室工作和不工作期间都能供低压气，第二供气管48是在推力室工作期间向飞机气源系统供高压气。
由过氧化氢第二低压阀门49、小反应器50和供气管51组成的供气系统，提供载人航天飞行器生命维持必须的氧气和可冷凝过滤成饮水的水蒸汽。
Claims (9)
1.一种有声腔火箭推力室，由头部和身部组成，头部包括内底(1)、富氧气喷嘴(2)、中底(3)、外底(4)、有富氧气入口管的安装座(5)、声腔(6)、煤油集液器环(7)、煤油过滤网(8)和煤油入口接管嘴(9)，身部包括过氧化氢入口管(10)、过氧化氢集液器环(11)、过氧化氢过滤网(12)、扩散段外壳(13)、连接法兰盘(14)、喷管延伸段(15)、人字环(16)、变截面管(17)、收敛段外壳(18)、圆柱段外壳(19)、过氧化氢出口集液器环(20)、过氧化氢出口管(21)和连接环(22)或连接环A(22A)，除喷管延伸段(15)是用螺栓连接外的其余零件均焊接固定，其特征在于：所述的内底(1)、富氧气喷嘴(2)、中底(3)、外底(4)和声腔(6)组成有声腔的三层底头部结构，内底(1)上开有与富氧气喷嘴(2)组成两种气液喷注单元的煤油斜孔(23)和煤油直孔(24)，多根变截面管(17)沿圆周排列组焊成用70％-75％过氧化氢作为再生冷却剂的管束式身部结构。
2.根据权利要求1所述的一种有声腔火箭推力室，其特征在于：所述的声腔(6)上沿圆周开有数量和宽度相同的两种直槽，深度和弧长大的直槽是深声腔(25)，深度和弧长小的直槽是浅声腔(26)，两种声腔相间排列，声腔之间的声腔肋上在对应内底(1)和中底(3)之间的位置开有径向槽形煤油孔(27)。
3.根据权利要求1所述的一种有声腔火箭推力室，其特征在于：所述的气液喷注单元的富氧气喷嘴(2)是直孔式气喷嘴，按同心圆紧凑排列与内底(1)和中底(3)成为一个整体，喷嘴之间的狭小空间内底(1)上开有与喷嘴数目相同的煤油喷孔，最外圈是煤油直孔(24)和其余是煤油斜孔(23)。
4.根据权利要求1所述的一种有声腔火箭推力室，其特征在于：所述的管束式身部结构的所有变截面管(17)在两端的根部外侧及扩散段外壳(13)和圆柱段外壳(19)的相应部位都开有槽形孔(28)和径向槽形孔(29)。
5.根据权利要求1所述的一种有声腔火箭推力室，其特征在于：所述的连接环(22)使头部和身部连接后达到声腔槽外径D1等于推力室圆柱段内径D，连接环A(22A)使头部和身部连接后达到声腔槽内径D2不小于推力室圆柱段内径D。
6.一种有声腔火箭推力室的供应系统，由增压系统、氧化剂系统、燃料系统和其它系统组成，增压系统包括高压气瓶(30)、高压气开关(31)、高压气减压器(32)、中压气瓶(33)、中压气开关(34)和中压气减压器(35)，氧化剂系统包括过氧化氢储箱(40)、过氧化氢低压阀门(41)、过氧化氢泵(42)、过氧化氢气蚀管(43)、过氧化氢高压阀门(44)、过氧化氢第二高压阀门(45)、反应器(46)、涡轮(47)及推力室的过氧化氢入口管(10)、过氧化氢出口管(21)和有富氧气入口管的安装座(5)，燃料系统包括煤油储箱(60)、煤油低压阀门(61)、点火管(62)、煤油第二低压阀门(63)、煤油泵(64)、煤油气蚀管(65)、煤油高压阀门(66)及推力室的煤油入口接管嘴(9)，其它系统包括由点火剂箱(67)，点火剂低压阀门(68)和点火管(62)组成的多次点火系统及由过氧化氢第二低压阀门(49)、小反应器(50)和供气管(51)组成的供气系统，各相关部分用导管连接，其特征在于：增压系统、氧化剂系统、燃料系统、多次点火系统和推力室构成一种中压补燃火箭发动机系统，增压系统、氧化剂系统和供气系统构成向飞机气源系统提供氧气和水蒸汽的一种源头气系统。
7.根据权利要求6所述的一种有声腔火箭推力室的供应系统，其特征在于：所述的多次点火系统的点火管(62)内的容积等于燃料容积流量乘以1-3秒点火启动工作时间，点火剂箱(67)的容积要保证内装的自燃煤油在往返飞行期间足够推力室点火启动使用。
8.根据权利要求6所述的一种有声腔火箭推力室的供应系统，其特征在于：所述的供气系统的供气管(51)是在推力室工作和不工作期间都能供低压气，第二供气管(48)是在推力室工作期间向飞机气源系统供高压气。
9.根据权利要求6所述的一种有声腔火箭推力室的供应系统，其特征在于：所述的由过氧化氢第二低压阀门(49)、小反应器(50)和供气管(51)组成的供气系统，提供载人航天飞行器生命维持必须的氧气和可冷凝过滤成饮水的水蒸汽。
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| DD01 | Delivery of document by public notice |
Addressee: Ge Minglong Document name: Notification of an Office Action |
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| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |