CN106762225A - 一种火箭发动机用防回火喷嘴 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷嘴，包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3)，所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间，其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面，所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32)，推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动，由积液腔(11)均配分流，在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。

Description

一种火箭发动机用防回火喷嘴
技术领域
本发明涉及一种火箭发动机用防回火喷嘴，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。
背景技术
氧化亚氮-燃料单元复合推进技术具有绿色无毒、比冲高和使用成本低等优点，是一种非常具备发展潜力的推进技术。氧化亚氮-燃料单元复合推进剂在点火、关机以及燃烧时，容易发生回火，导致供应系统爆炸，存在安全隐患。常规防回火措施(例如水封、分子封和微孔吸热等)，存在结构笨重、飞行环境失效以及降低推进系统效率等缺陷，在火箭推进领域不适用。研制一种兼顾发动机性能和防回火的喷嘴，成为液体火箭推进行业研制难题。
目前国内没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种火箭发动机用防回火喷嘴，兼顾防回火和高效燃烧功能。
为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：
一种火箭发动机用防回火喷嘴，该喷嘴由旋转芯体、防回火环和壳体组成，旋转芯体上设置有积液腔、切向孔和旋流室，防回火环安装在旋转芯体和壳体之间，其内外壁面分别紧贴旋转芯体外壁面、壳体内壁面，构成推进剂进入旋转芯体的流动通道，壳体上设置有喷口和隔热材料；喷口与推进剂积液腔、切向孔、旋流室和防回火环形成了推进剂在喷嘴内流动的通道。推进剂依次沿由防回火环、积液腔、切向孔、旋流室和喷口构成的流动通道流动，由积液腔均配分流，在喷口出口形成均匀地锥形喷雾并雾化，通过离心喷嘴实现对燃料高效雾化，保证了发动机燃烧性能。
所述防回火环为疏松多孔材质。
所述疏松多孔材质包括多孔陶瓷、多层烧结网、编织机体或细颗粒堆积物。
为增强防回火功能，根据推进剂类型，对防回火环空隙表面进行工艺处理，使其具有负催化功能。
所述推进剂为氧化剂与燃料的复合推进剂。
包括氧化亚氮-燃料单元复合推进剂、氧/碳氢燃料混合推进剂或空气/碳氢燃料混合推进剂。
所述积液腔布置在切向孔入口，起到均流分配作用，使推进剂均匀地进入切向孔，最终在喷口形成均匀喷雾。
所述喷口为收缩口，抑制高温火焰向旋流室以及整个上游流动通道的传热。
所述隔热材料布置在壳体外表面，降低了高温燃气对喷嘴的传热。
所述隔热材料包括涂覆的隔热涂层或者包覆的隔热层。
本发明与现有技术相比的优点在于：
1、通过切向孔和防回火环的微孔效应，阻止了火焰向上游的传播，起到防回火功能；
2、通过防回火环表面介质的负催化作用抑制推进剂在流动通道内发生燃烧，增强了防回火功能；
3、通过收缩形的喷口以及隔热材料降低了高温燃气对喷嘴以及上游流到的传热，增强了防回火作用。
通过喷嘴流动通道的微孔效应、负催化作用以及隔热作用抑制推进剂在流动通道内发生燃烧，抑制火焰向上游的传播，达到了防回火作用；通过离心喷嘴实现对燃料高效雾化，保证了发动机燃烧性能。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1是本发明一种火箭发动机用防回火喷嘴的纵向剖面示意图；
图2是图1沿A-A向的剖面图；
图3是本发明旋转芯体的纵向剖面示意图；
图4是图3沿B-B向的剖面图；
图5是本发明壳体的纵向剖面示意图。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
如图1～图5所示，本发明所提供的火箭发动机用防回火喷嘴，由旋转芯体1、防回火环2和壳体3等组成。旋转芯体1上设置有积液腔11、切向孔12和旋流室13，如图3、图4所示。防回火环2为疏松多孔材质，安装在旋转芯体1和壳体3之间，其内外壁面分别紧贴旋转芯体1外壁面、壳体3内壁面，构成推进剂进入旋转芯体1的流动通道。壳体3上设置有喷口31和隔热材料32，如图5所示。
喷口31与推进剂积液腔11、切向孔12、旋流室13和防回火环2形成了推进剂在喷嘴内流动的通道。推进剂依次沿由防回火环2、积液腔11、切向孔12、旋流室13和喷口31构成的流动通道流动，积液腔11布置在切向孔12入口，起到均流分配作用，使推进剂均匀地进入切向孔12，最终在喷口31形成均匀喷雾。
切向孔12和防回火环2具有微孔效应，能够快速吸收高温火焰的热量，降低推进剂燃烧速度，阻止了火焰向上游的传播，起到防回火功能。
根据推进剂类型，本发明对防回火环2空隙表面经过工艺处理，具有负催化作用，增强喷嘴防回火功能。
壳体3上设置的收缩形的喷口31以及布置在壳体外表面的隔热材料32，降低了高温燃气对喷嘴以及上游流到的传热，起到了进一步防回火功效。
隔热材料32包括涂覆的隔热涂层或者包覆的隔热层。
采用本发明火箭发动机用防回火喷嘴，保证了推进剂均匀雾化，有效降低了高温火焰向喷嘴的热传递，抑制了推进剂在流到内的燃烧反应，能够阻止火焰向上游的传播，起到了防回火作用。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

1.一种火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3)，所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间，其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面，所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32)，推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动，由积液腔(11)均配分流，在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。
2.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述防回火环(2)为疏松多孔材质。
3.根据权利要求2所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述疏松多孔材质包括多孔陶瓷、多层烧结网、编织机体或细颗粒堆积物。
4.根据权利要求3所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，为增强防回火功能，根据推进剂类型，对防回火环空隙表面进行工艺处理，使其具有负催化功能。
5.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述推进剂为氧化剂与燃料的复合推进剂。
6.根据权利要求5所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，包括氧化亚氮-燃料单元复合推进剂、氧/碳氢燃料混合推进剂或空气/碳氢燃料混合推进剂。
7.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述积液腔(11)布置在切向孔(12)入口，起到均流分配作用，使推进剂均匀地进入切向孔(12)，最终在喷口(31)形成均匀喷雾。
8.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述喷口(31)为收缩口，抑制高温火焰向旋流室(13)以及整个上游流动通道的传热。
9.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述隔热材料(32)布置在壳体外表面，降低了高温燃气对喷嘴的传热。
10.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷嘴，其特征在于，所述隔热材料(32)包括涂覆的隔热涂层或者包覆的隔热层。
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