CN104755736A - 利用以分割的固体形式存在的燃料的无氧混合推进装置 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及一种混合型无氧推进装置，所述推进装置包括向其中注入以与燃料接触的氧化剂的燃烧室(21)，所述燃烧室(21)包括用于喷射燃烧气体的孔口(特别是喷嘴)，其特征在于，所述燃料采用分割成颗粒(通常为粒状，粉末状或珠状)的固体形式。所述推进装置包括设置在固体燃料颗粒(23)的储室(27)和燃烧室(21)之间的分隔装置(22)，所述分隔装置(22)用于阻止固体形式的燃料颗粒(23)在储室(27)和燃烧室(21)之间通过，但所述推进装置包括当该燃料已经变为浆状、液体或被汽化时允许燃料通过的孔口。
Description
本发明涉及无氧推进装置领域，所述推进装置通常用于卫星或火箭的推进。
更具体地，本发明涉及混合推进装置，其中燃料以固体形式储存，但氧化剂(氧化试剂)以液体形式储存。
前言和背景技术
人们了解被称为“混合”的推进装置，也就是将固体燃料和液体氧化剂结合的推进装置，已经超过50年了。所述推进装置主要为火箭发动机推进装置而设计，因为它不使用环境空气提供氧化试剂。由于液体氧化剂的使用，甚至在无氧阶段，它的主要特性是高水平推力。
在大多数情况下，发动机11由其中储存例如成块粉末13(如图1所示)的密封室12构成。在成块粉末13中设置一个或更多管道14(形成燃烧室部分体积)，在此情况下，通过位于燃烧室上部区域的注射器15向所述管道14注入氧化剂。在烟火点火器和/或催化分解作用下的高温下(通常>800K)，所述液体氧化剂被注入管道14中。在所述温度的作用下，成块粉末13在管道14的壁上蒸发且开始与氧化剂反应(燃烧)。因此，产生的气体(通过喷嘴16)的膨胀产生推力。
一旦开始燃烧，利用室温下(通常300K)氧化剂的注入和固体/粉末燃料的蒸发维持所述系统。
在燃烧过程中，成块粉末13被消耗且管道14的尺寸增加。因为在管道尺寸的径向增加，这种操作方式被称为“径向燃烧”。
例如罗克韦尔专利文件US 5.101.623(1992)中描述了这种混合发动机。
这种类型的发动机具有管道14的尺寸随时间递增的缺点，且因此具有燃烧室的体积随时间递增的缺点，因此所述缺点导致发动机提供的推力产生重大变化。
这种类型的发动机同样不适合大体积的粉末/固体砖，因为为了限制燃烧期间燃烧室体积的变化，它需要使用非常长(与它的直径相比)的管道(和成块粉末/固体)。这种类型的限制导致长且微薄的发动机，与卫星上的应用有些不匹配。
发明简述
为此，本发明的第一方面涉及包括设置在固体燃料颗粒的储室和燃烧室之间的分隔装置的推进装置，所述分隔装置被设计用于阻止固体形式的燃料颗粒在储室和燃烧室之间通过，但是所述分隔装置包括孔口，当上述燃料已经呈浆状、液态或汽化了的，所述孔口允许燃料的通过。
所述颗粒基本上是凸面体，例如球形(为了易于一个颗粒滑过另一个颗粒的运动，且因此促进储室中大量颗粒的流动)，或多面体形，具有包含在预定大小(通常几毫米)范围内的直径。
这样，所述燃料可以被储存在储室中，氧化剂被注入燃烧室中，所述燃烧室被升温至足够使在紧邻分隔装置的储室中的燃料熔化的温度，然后以液相穿过分隔装置，且最终在温度的作用下蒸发。由此蒸发的燃料开始与氧化剂接触，它们之间发生放热的化学反应，只要注入氧化剂或燃料存在于紧邻分隔装置的储室中，就维持燃烧室中的燃烧。
显然，与选择被分割成颗粒的固体形式的燃料有关，上述装置允许燃料持续保持在分隔装置附近，从而解决在该燃烧期间燃烧区体积不断增加的现有技术问题。同样，与现有技术不同地，上述装置确保维持燃烧区的对称。
优选地，所述分隔装置包括孔结构，所述孔结构的孔的尺寸小于根据固体-燃料颗粒的平均直径而事先选择的尺寸。这种设置有利于简单实施方式。所述孔结构尤其可以是具有根据颗粒平均直径而选择的网格尺寸的格栅。
在另一种实施方式中，所述分隔装置包括由具有开孔的多孔材料制成的结构，当该燃料在高温的作用下被局部液化时，所述结构是可被燃料湿润的。开孔是指湿润多孔结构的液体能够通过的开孔。这种设置有利于位于颗粒储室中的颗粒更好地分隔，使阻止远离分隔装置表面的颗粒熔化或凝结在一起成为可能。
在一种具体的实施方式中，所述燃烧室基本上是圆柱体形，所述分隔装置构成所述燃烧室的至少部分的侧面。这样，进行等同于现有技术的混合火箭引擎操作的操作，但不存在固体燃料燃烧期间燃烧室体积增加的缺点。
在另一种可结合使用的实施方式中，所述分隔装置构成所述燃烧室的至少部分上表面，也就是燃烧气体排出孔口相对的表面。这样，可以通过该上表面供给燃烧室，例如在燃烧室的侧面上制作氧化剂注射器。
在一种具体的实施方式中，燃烧颗粒的储室包括产生作用于颗粒的压力的工具，所述压力被设计用于推动颗粒移向分隔装置。应用压力的工具可以包括设置在颗粒体积表面或适用于上述体积的活塞表面的可变形的膜(例如弹性体)。可选择地，在火箭引擎经历的推力和加速度的简单作用下，适用于固体颗粒的压力可以具有流体静力学性质。在上述燃烧期间，为了保持燃烧颗粒坚实地挤压在分隔装置上，需要应用的压力高于燃烧室中取得的压力。
根据在技术可行的情况下可能可以结合使用的各种实施方式，，
-所述推进装置具有基本上展现关于被称为纵轴的轴旋转对称的形状，且所述燃料储室被设置在燃烧室周围，在它的排气喷嘴的另一端。这种设置允许固体燃料储存在紧邻燃烧室处，从而有利于装置的简化。供选择地，所述燃料储室可以远离燃烧室且所述装置可以包括将固体燃料颗粒输送到中间固体-燃料-储存室的管道，所述中间储存室设置在燃烧室周围或上部。
-所述燃料储室包括弹性体膜，，所述弹性体膜被设计用于在储室中分隔出颗粒储存的空间和加压空间，所述加压空间包括与至少一个注气系统连接的加压孔口。弹性体膜的使用使装置能够简单实施，且使所述加压工具能够适用于非圆柱体体积。
-所述燃料储室包括一系列垂直于分隔装置表面的径向分隔器，这些分隔器具有毛细管梯度的几何结构，所述结构有利于为浆状物或液体的提供格栅。
由于这种设置，在火箭引擎已经熄灭后，甚至当一些固体燃料已经熔化且在分隔装置附近熔合成一个块时，所述推进装置能够在飞行中被再次点燃。具体地，径向分隔器决定每个形成圆周的弧状(优选地，至多几十度)的颗粒块，且在加压的作用下，所述径向分隔器使成块颗粒的侧楞能够被局部再热且向分隔装置滑动，从而在火箭引擎已经停止后，使火箭引擎能够重新启动。通过朝向孔装置的毛细管效应，由加固材料的正交-径向设置产生的空间同样有利于燃料的被液化相的移动。
本发明的第二方面涉及混合型无氧火箭引擎，所述火箭引擎包括所述的推进装置，固体燃料的体积和液体氧化剂的体积，其特征在于，所述固体燃料采用分割为颗粒的固体形式(通常为粒状，粉末状或珠状)。
本文中的火箭引擎是指由它的燃料和氧化剂来补给的推进装置。
在一个具体的实施方式中，燃料包括由聚乙烯或聚丁二烯制成的珠状物。在另一种实施方式中，燃料包括由石蜡制成的珠状物。优选地，这些珠状物具有1-5毫米的直径。
本发明同样涉及包括所述装置或火箭引擎的卫星。
附图说明
结合以下描述，本发明的特征和优点将会被更好地理解，所述描述通过一个非限制的应用实施例解释本发明的特征。
所述描述依据附图，其中描绘：
图1(已经引用的)：根据现有技术，具有径向燃烧室的混合发动机的示意图，
图2：具有用于排出固体的装置的混合发动机的示意图，
图3：具有用于在燃烧开始和结束时排出固体的装置的混合发动机的示意图，
图4：具有用于排出固体的装置的混合发动机和用于供应氧化剂的元件的示意图，
图5：根据本发明，在燃烧室的装置的横截面视图。
本发明的一种实施方式的具体描述
本发明涉及具有径向燃烧室的“混合”火箭引擎。这里定义的所述火箭引擎20，完全不限制地展现关于纵轴X旋转的对称性。
从图2和图4中可以看出，火箭引擎20首先包括燃料颗粒的储室27，其次包括氧化剂的储室(没有在图中说明)，且最后包括燃烧室21。
与现有技术不同，其中，所述燃料实际上通常以空心的中心管道提供的成块的粉末形式储存在燃烧室中，这里所述固体燃料被配置成小尺寸(通常几毫米)的分割固体形式(通常为谷粒状，粉末状或珠状)，且被储存在所述燃烧室21外面的专用储室中。
如前所述，这里的分割固体是指被分割成大体上为凸面体的颗粒23的固体，所述凸面体例如为球面或多面体形状，所述颗粒具有包含在预先决定的尺寸范围内的直径，直径约为1毫米到几毫米，尽管这些值是完全不限制地。所述颗粒材料例如为聚乙烯或石蜡或与配置成珠状形式相匹配的任何其它固体燃料。
在该实施方式中，如图4所示，燃料储存27采用比它的长度宽的圆柱体形式，顶端28(在图中的顶端)是类透镜状的或半球状的(或任何其它形状)，且靠近燃烧室21的底端29大体上是圆锥形的，形成朝向燃烧室21上部的漏斗。
制成所述储室的材料的性质本身不属于本发明的范围。这里通过非限制性实施例给出的所述燃烧-颗粒储室27的尺寸足以容纳几百千克颗粒形式的燃料。
在该实施方式中，燃烧室27包括可变形的膜30(同样在图3a和图3b中可见)，所述膜设置在燃烧室27的顶端28和颗粒燃料之间。在这种情况下，这种可变形的膜30对于结点31处的燃烧室27的侧边缘是安全的，所述结点31在所述储室27的圆锥部分和圆柱部分之间。因此，这种可变形膜30形成将燃料储室27分隔成两部分的密封分隔物，从而使含有燃料颗粒的体积能够被加压。这里描述的实施例中，使用例如氦气的气体对燃料储室27的顶端加压。
所述可变形的膜30是足够可塑的，当储室27缺乏它的燃料颗粒时，它能够几乎完全附合储室27的下表面。在这个实施例中，这个膜由弹性体制成，但是可以涉及任何其它可变形的材料和相对于燃料为化学惰性的材料。
当火箭引擎处在稳定状态时，经考虑的加压水平大于或至少等于在燃烧室中获得的压力。
在实施方式的替代形式中，通过使用活塞，利用机械压力进行含有燃料颗粒的体积的加压。在液体静压力(当安装发动机的支撑物加速时，由发动机的推力产生的压力)的影响下，同样可以实现上述加压。
就氧化剂储室而言，它自身具有已知的类型和尺寸。它储存例如H2O2的氧化剂或者与所选择的燃料匹配的任何其它氧化剂。
这里所述燃烧室21大体上采用圆柱体管道的形式，所述燃烧室21直接但不限制地设置在所述燃料颗粒储室27下面，所述管道以它的顶部边缘为界，在对燃烧室21划界的圆柱体的部分之上，经由格栅或者多孔材料制成的表面，所述多孔材料在如“燃料分隔装置”22所述的剩余部分中提及到。
该燃料分隔装置22将燃料储室27与燃烧室21分离。在朝向燃烧室21的它的表面上，它的目的同样是使氧化剂能够注入所述燃烧室，所述燃烧室将会接触到已经变为液体或气体形式的燃料。
在实施方式的替代形式中，所述燃料分隔装置22设置在燃烧室的顶部，且因此采用盘状形式。只要所述燃烧室21的部分表面包括上述燃料分隔装置22，同样可以想到这两种实施方式的结合，或者其它实施方式。
自身已知类型的燃烧室21，经由后燃烧室24，在底部(沿着纵轴X)延伸，然后经由同样自身已知的炉喉25和管道26。
本领域技术人员已知决定燃烧室21的尺寸和形成它的材料的规则，且该规则不在本发明的范围内，所述燃烧室21在燃料分隔装置22外部区域。因此，这里这个燃烧室21不做进一步详述。
在现有的非限制性的实施方式中，所述燃料分隔装置22包括多个小尺寸孔，所述孔允许液体或气体的通过，且尤其是燃料的通过，且因此，当燃料在高温影响下液化或汽化时，能够为燃烧室供给燃料。在高温条件下首先将氧化剂注入燃烧室21时，或当形成稳定的燃烧时，在燃料分隔装置22的表面观察到上述温度。
燃料分隔装置22的孔足够小，以便它们阻止固体形式的燃料的流动，也就是说阻止以颗粒形式的燃料的流动。在现有非限制性实施例中，颗粒具有2-3毫米的直径，最大孔径约为1毫米。这些尺寸可能取决于制成固体燃料的材料。
燃料分隔装置22中的孔数足够多以确保与目标匹配的液体染料的流速，所述目标与每秒消耗的燃料的体积有关，且因此所述目标与火箭引擎20的推力有关。
分隔装置22的外部，也就是在燃料储室27的内部，包括系列分隔器51(见于图5)，在这里，所述分隔器51有角度地均匀分散在分隔装置22的表面。
这些分隔器51是垂直(也就是沿着纵轴X)设置的平面元件，且大体上沿着分隔装置曲面的局部法线。这些分隔器51具有将接近分隔装置22表面的储室27区域分隔为至多几十度弧度的角扇区的功能。具有设置在几何扇区的这些分隔器51有利于具有浆糊状燃料的分隔装置的毛细管供给。它们的径向长度L(垂直于纵轴)选择为大于储室27区域厚度，其中当颗粒被加热时，颗粒变为浆糊状。
具体实施方式
正如现有技术现状，首先在高温(使用烟火点燃和/或催化裂化)下注入氧化剂，以便于使与燃料分隔装置接触的谷粒状燃料蒸发。在高温影响下，这些谷粒状燃料相继地转化为浆糊，液体和汽相。一旦已经开始燃烧，在室温下，通过氧化剂的注入和燃料分隔装置供应的谷粒状燃料颗粒，维持燃烧。
因此，转化为颗粒的燃料能够连续不断地供给燃料分隔装置22。如图3a和3b所示，随着燃料通过燃烧被消耗，燃料储室27的弹性体膜30逐渐变形。最后，弹性体膜30附合在储室27底部的表面，或者至少接近上述形状，以驱动颗粒尽可能长时间地移向分隔装置，且阻止燃烧中大量未使用的颗粒的出现。一旦氧化剂的注入停止，燃烧就停止，燃料的浆糊在燃料分隔装置22中凝固。在火箭引擎熄灭后，一些固体燃料的颗粒已经熔化为被分隔装置22附近的分隔器51分离的块状物。
注入热的氧化剂，再一次重新点燃引擎，且从而重新启动上文中描述的循环是可能的。具体的，径向分隔器50决定每个成圆弧状的颗粒块状物(优选地，至多几十度)。这些分隔器50允许所述颗粒冷却时形成的颗粒块状物的侧楞的局部加热，且在加压的影响下，允许它们朝向分隔装置22滑动，从而使火箭引擎在已经停止后能够重新启动。
优点
优选地，粒状形式的燃料的使用使这些燃料能够排列成非常紧密的几何体，例如直径大且高度低的圆柱体，或者可选择地排列成球形储室。由膜类型或活塞类型的加压系统供给粒状物是可能的。
优选地，燃料分隔装置的使用使燃烧室的体积，能够在燃烧期间保持不变。同样这使蒸发点(燃料分隔装置中的孔)的扩散和边界层的形成有利于均匀燃烧成为可能。
Claims (14)
1.混合型无氧推进装置，所述装置包括设置在固体燃料颗粒(23)的储室(27)和燃烧室(21)之间的分隔装置(22)，所述分隔装置(22)用于阻止固体形式的燃料颗粒(23)在储室(27)和燃烧室(21)之间通过，但包括当该燃料已经变为浆状、液体或被汽化时允许燃料通过的孔口，其特征在于：
所述燃料颗粒(23)的储室(27)包括向所述颗粒施加压力用于将其朝向分隔装置推动的工具。
2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述分隔装置(22)包括孔结构，所述孔结构的孔尺寸小于根据固体-燃料颗粒的平均直径而预先选择的尺寸。
3.根据权利要求1或2所述的装置，其特征在于，所述分隔装置(22)包括由具有开孔的多孔材料制成的结构，当燃料在高温作用下被局部液化时，所述结构能被所述燃料湿润。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的装置，其特征在于，所述燃烧室(21)基本上为圆柱体形，所述分隔装置(22)构成所述燃烧室(21)的至少部分侧面。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的装置，其特征在于，所述分隔装置(22)构成所述燃烧室(21)的至少部分上表面，即与燃烧气体的喷出孔口相对的表面。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置，其特征在于，施加压力的工具包括设置在颗粒(23)体积表面的可变形的膜(30)。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的装置，其特征在于，施加压力的工具包括施加在上述体积上的活塞。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的装置，其特征在于，所述推动装置基本上具有展现出绕着被称为纵轴的轴旋转对称的形状，且燃料储室(27)被设置在燃烧室(21)的周围，处在与排气喷嘴(16)相对的燃烧室(21)的端部。
9.根据权利要求1至8中任一项所述的装置，其特征在于，所述燃料储室(27)包括用于在储室(27)内部分隔颗粒(23)的储存空间和加压空间的弹性体膜(30)，所述加压空间包括与至少一个气体注入系统相连的加压孔口。
10.根据权利要求1至9中任一项所述的装置，其特征在于，所述燃料储室(27)包括垂直于所述分隔装置(22)的表面的一系列径向分隔器(51)，这些分隔器(51)具有有利于使分隔装置(22)供应浆料或液体的毛细管梯度的几何结构。
11.一种混合型无氧火箭引擎，包括如权利要求1至10中任一项所述的推进装置，固体燃料的体积和液体氧化剂的体积，其特征在于，所述固体燃料采用分割为颗粒的固体形式。
12.根据权利要求11所述的火箭引擎，其特征在于，所述燃料包括聚乙烯和/或聚丁二烯和/或石蜡制成的珠状物。
13.根据权利要求11或12所述的火箭引擎，其特征在于，所述珠状物的直径为1至5毫米。
14.包括如权利要求11至13中任一项所述的火箭引擎的卫星。
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106870203A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-06-20 | 内蒙动力机械研究所 | 流化粉末推进剂的超燃冲压发动机 |
| CN109441642A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-03-08 | 西安航天动力研究所 | 一种高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法 |
| CN110821709A (zh) * | 2019-12-30 | 2020-02-21 | 南京理工大学 | 一种增设碗状增压药柱的无喷管发动机装药结构 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3584461A (en) * | 1968-11-25 | 1971-06-15 | Europ Propulsion | Generator of hot gases using hybrid propellant |
| CN87203660U (zh) * | 1987-03-18 | 1988-03-02 | 北京工业学院 | 可回收飞行模型火箭系统 |
| US6357357B1 (en) * | 1999-01-05 | 2002-03-19 | Alliant Techsystems Inc. | Propulsion system |
| US20040148925A1 (en) * | 2002-08-09 | 2004-08-05 | Knight Andrew F. | Pressurizer for a rocket engine |
| US20100064925A1 (en) * | 2008-03-21 | 2010-03-18 | Cavalleri Robert J | Rocket motor with pellet and bulk solid propellants |
| KR20110034159A (ko) * | 2009-09-28 | 2011-04-05 | 한국과학기술원 | 과산화수소 분해를 이용한 이원추진제 로켓 엔진과 그 추진 방법 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3456440A (en) * | 1966-11-09 | 1969-07-22 | Northrop Corp | Gas generating system |
| CA945123A (en) * | 1970-12-11 | 1974-04-09 | Bernard Doin | Pyrotechnic gas generator |
| US5582001A (en) * | 1989-08-24 | 1996-12-10 | Bradford; Michael D. | Hybrid rocket combustion enhancement |
| US5101623A (en) | 1990-02-06 | 1992-04-07 | Rockwell International Corporation | Rocket motor containing improved oxidizer injector |
| EP1960654B1 (en) * | 2005-12-08 | 2011-09-14 | Rocketone Aerospace Pty Ltd | Hybrid rocket system |
-
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Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US3584461A (en) * | 1968-11-25 | 1971-06-15 | Europ Propulsion | Generator of hot gases using hybrid propellant |
| CN87203660U (zh) * | 1987-03-18 | 1988-03-02 | 北京工业学院 | 可回收飞行模型火箭系统 |
| US6357357B1 (en) * | 1999-01-05 | 2002-03-19 | Alliant Techsystems Inc. | Propulsion system |
| US20040148925A1 (en) * | 2002-08-09 | 2004-08-05 | Knight Andrew F. | Pressurizer for a rocket engine |
| US20100064925A1 (en) * | 2008-03-21 | 2010-03-18 | Cavalleri Robert J | Rocket motor with pellet and bulk solid propellants |
| KR20110034159A (ko) * | 2009-09-28 | 2011-04-05 | 한국과학기술원 | 과산화수소 분해를 이용한 이원추진제 로켓 엔진과 그 추진 방법 |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN106870203A (zh) * | 2017-03-30 | 2017-06-20 | 内蒙动力机械研究所 | 流化粉末推进剂的超燃冲压发动机 |
| CN109441642A (zh) * | 2018-12-13 | 2019-03-08 | 西安航天动力研究所 | 一种高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法 |
| CN109441642B (zh) * | 2018-12-13 | 2019-11-29 | 西安航天动力研究所 | 一种高速吸气式发动机的燃料供应系统及供应方法 |
| CN110821709A (zh) * | 2019-12-30 | 2020-02-21 | 南京理工大学 | 一种增设碗状增压药柱的无喷管发动机装药结构 |
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