CN109441666B - 尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，在第一燃烧室壳体的轴向上第一燃烧室壳体、氧化剂喷射组件和喷管依次连接，药柱安装在第一燃烧室壳体内，在药柱内形成有第一燃烧腔，氧化剂喷射组件包括集料腔外壳，集料腔外壳的中部形成有连通第一燃烧腔和喷管的连通腔，在集料腔外壳内还形成有第一进料通道，连通腔具有形成该连通腔的壁，第一进料通道具有形成于壁上的氧化剂喷口，第一进料通道与连通腔通过氧化剂喷口连通，连通腔为圆柱形腔体，第一进料通道的外侧母线与壁相切。本申请提供尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，以解决目前固液混合火箭发动机的燃面退移速度较慢的技术问题。

Description

尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机。

背景技术

固液混合火箭发动机是化学推进发动机中不同于液体火箭发动机和固体火箭发动机的第三种。固液混合火箭发动机将燃料和氧化剂分成两种物态储存，其中燃料为固体状态，与固体火箭发动机类似，储存在燃烧室内，形成燃烧室结构的一部分；氧化剂是液体或者气体状态，储存在推进剂供应系统的氧化剂贮箱内，与液体火箭发动机相似，使用时通过气体挤压或者在涡轮泵的作用下进入燃烧室并与燃烧室内固体燃料表面分解产生的燃料分子发生反应。正是由于固液混合火箭发动机这样的构成使其兼具了部分固体火箭发动机和液体火箭发动机的特点，克服了后两者一些本质上难于克服的缺点，其优点有结构简单、推力可调节、可重复开关机、可靠性高、安全性好并且经济环保。正是由于固液混合火箭发动机的诸多特性使在要求发射成本降低，具有快速反应能力的今天它受到越来越多的重视，固液混合火箭发动机应用范围很广，能应用于轨控发动机、上面级发动机、小型运载、探空火箭以及导弹武器能方面。

但是固液混合火箭发动机也不是没有自身的缺点，将氧化剂与燃料分成两种物态储存的特征造成了固液混合火箭发动机燃烧室中的反应是扩散燃烧并且固体燃料的分解需要燃烧产生的热量，这使得固液混合火箭发动机的燃面退移速度较慢；而且，这种扩散燃烧的方式也造成了燃料与氧化剂不能完全掺混，使得燃烧效率也很低。

发明内容

本申请的目的在于提供一种尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，以解决目前固液混合火箭发动机的燃面退移速度较慢的技术问题。

为了实现上述目的，本申请采用以下技术方案：

本申请提供的一种尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，包括：第一燃烧室壳体、氧化剂喷射组件、药柱和喷管，在所述第一燃烧室壳体的轴向上所述第一燃烧室壳体、氧化剂喷射组件和喷管依次连接，所述药柱安装在所述第一燃烧室壳体内，在所述药柱内形成有第一燃烧腔，

所述氧化剂喷射组件包括集料腔外壳，所述集料腔外壳的中部形成有连通所述第一燃烧腔和所述喷管的连通腔，在所述集料腔外壳内还形成有第一进料通道，所述连通腔具有形成该连通腔的壁，所述第一进料通道具有形成于所述壁上的氧化剂喷口，所述第一进料通道与所述连通腔通过所述氧化剂喷口连通，

所述连通腔为圆柱形腔体，所述第一进料通道的外侧母线与所述壁相切。

优选地，所述第一燃烧腔和所述连通腔均为圆柱形腔体，所述第一燃烧腔、所述连通腔与所述喷管同轴设置，且所述第一燃烧腔与所述连通腔的横截面直径相同。

该技术方案的技术效果为：使氧化剂产生的贴面涡流能够尽可能的紧贴第一燃烧腔的内壁运动。

优选地，所述连通腔为圆柱形腔体，在所述集料腔外壳的内部还形成有所述环形集料腔，所述环形集料腔的中心线与所述连通腔的中心线重合，

还包括第二进料通道，所述第二进料通道、环形集料腔、第一进料通道和连通腔依次连通，

所述第一进料通道有多个，多个所述第一进料通道围绕所述中心线均匀分布。

该技术方案的技术效果为：使燃面的退移速度分布更加均匀。

优选地，在垂直于所述中心线的一个平面内的各所述第一进料通道形成一个进料单元，所述集料腔外壳具有至少两个所述进料单元，各所述进料单元在所述中心线的延伸方向上分布。

该技术方案的技术效果为：进一步使燃面的退移速度分布更加均匀。

优选地，氧化剂喷射组件还包括直通接头，所述直通接头与所述第二进料通道连通且所述直通接头延伸至所述集料腔外壳的外部。

该技术方案的技术效果为：方便将氧化剂引入第二进料通道。

优选地，所述集料腔外壳与第一燃烧室壳体和喷管可拆卸地连接，所述集料腔外壳包括可拆卸地连接在一起的第一壳体件和第二壳体件，所述第一壳体件包括环形的连接部和筒状的导通部，所述连接部与所述导通部同轴连接且二者内径相同，所述连通腔形成于所述导通部的内环中，所述第一进料通道形成于所述导通部中，

所述第二壳体件为与所述第一壳体件同轴设置的环形件，在所述第二壳体件上形成有与所述第二壳体件同轴的圆柱形凹槽，所述导通部伸入所述圆柱形凹槽中，且所述环形集料腔形成于所述导通部与所述圆柱形凹槽的槽壁之间，所述第二进料通道形成于所述第二壳体件中。

该技术方案的技术效果为：提高本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机所采用的构成集料腔外壳的部件的可替换性。

优选地，所述药柱为筒体，所述药柱的轴向长度与所述药柱的内径之比小于等于3。

该技术方案的技术效果为：这使得在第一燃烧腔内形成的内外两个涡旋能够填充整个第一燃烧室，长径比过大会使得外涡旋达不到药柱顶部就向下运动。通过对药柱结构的改进还可以提高退移速度分布的均匀程度。

优选地，还包括第二燃烧室壳体和发动机头盖，所述第二燃烧室壳体为筒状并与所述第一燃烧室壳体远离所述氧化剂喷射组件的一端同轴连接，所述发动机头盖与所述第二燃烧室壳体连接并覆盖所述第二燃烧室壳体的端口，所述第二燃烧室壳体与所述发动机头盖形成有第二燃烧腔。

该技术方案的技术效果为：尽量增加氧化剂与燃料气体的反应时间。

优选地，还包括绝热层，所述绝热层覆盖在所述第二燃烧腔的内壁上。

该技术方案的技术效果为：通过该绝热层的设置，能够防止第二燃烧室壳体受到过大热载荷的破坏；同时还可避免第二燃烧腔内热量散失。

优选地，所述第二燃烧室壳体与发动机头盖和第一燃烧室壳体之间密封连接。

该技术方案的技术效果为：这能够防止第一燃烧腔和第二燃烧腔内的燃气泄漏，并避免燃气高温对发动机结构造成破坏；同时，能够避免热量从第二燃烧腔内散失。

本申请提供的技术方案可以达到以下有益效果：

本申请所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，由于氧化剂在连通腔的壁上形成气膜或液膜，阻断了燃气向集料腔外壳传热，使未燃氧化剂迅速加热升温，当氧化剂被送入第一燃烧腔内后会将一定热量传递给药柱，进而加快药柱表面分解的速度，提高了燃面退移速度，经计算，采用本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，可将燃面退移速度提高650%以上；同时，还可避免连通腔表面温度过高，造成集料腔外壳的热破坏。

本申请的附加技术特征及其优点将在下面的描述内容中阐述地更加明显，或通过本申请的具体实践可以了解到。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式的技术方案，下面将对具体实施方式描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机的内部结构示意图；

图2为本申请实施例提供的第一壳体件的立体结构示意图；

图3为本申请实施例提供的第一壳体件的主视结构示意图。

附图标记：

1-发动机头盖；

2-绝热层；

3-第二燃烧室壳体；

31-第二燃烧腔；

4-第一燃烧室壳体；

5-药柱；

51-第一燃烧腔；

6-氧化剂喷射组件；

61-第一壳体件；

611-导通部；

611a-第一进料通道；

612-连接部；

62-直通接头；

63-第二壳体件；

631-第二进料通道；

632-连通腔；

7-发动机后封头；

8-螺栓；

9-喷管固定压板；

10-喷管；

101-限位部；

11-环形集料腔。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

如图1-3所示，本申请实施例提供了一种尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，包括：第一燃烧室壳体4、氧化剂喷射组件6、药柱5和喷管10，在第一燃烧室壳体4的轴向上第一燃烧室壳体4、氧化剂喷射组件6和喷管10依次连接，药柱5安装在第一燃烧室壳体4内，在药柱5内形成有第一燃烧腔51，

氧化剂喷射组件6包括集料腔外壳，集料腔外壳的中部形成有连通第一燃烧腔51和喷管10的连通腔632，在集料腔外壳内还形成有第一进料通道611a，连通腔632具有形成该连通腔632的壁，第一进料通道611a具有形成于上述壁上的氧化剂喷口，第一进料通道611a与连通腔632通过氧化剂喷口连通，

连通腔632为圆柱形腔体，第一进料通道611a的外侧母线与上述壁相切。

本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机在工作时，液态或气态氧化剂经第一进料通道611a并由氧化剂喷口送入连通腔632内，形成贴壁涡旋，并在压差作用下向第一燃烧腔51方向运动，与药柱5表面分解产生的燃料气体相反应，当涡旋运动到第一燃烧腔51的顶部时，向第一燃烧腔51的内侧产生径向运动并形成内涡旋向连通腔632方向运动，最终从喷管10喷出。

在此过程中，由于氧化剂在连通腔632的壁上形成气膜或液膜，阻断了燃气向集料腔外壳传热，使未燃氧化剂迅速加热升温，当氧化剂被送入第一燃烧腔51内后会将一定热量传递给药柱5，并且，由于产生的贴壁涡流环绕第一燃烧腔51的内壁运动，使上述气膜或液膜更薄，使得热量更加容易的传递到壁面，进而加快药柱5表面分解的速度，提高了燃面退移速度，经计算，采用本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，可将燃面退移速度提高650%以上；同时，由于在第一燃烧腔51内形成内外两个涡旋，使氧化剂和热解产生的燃料更容易混合，这也增加了氧化剂与燃料气体在第一燃烧腔内停留的时间，提高了燃烧效率；而且，将氧化剂喷口设置在连通腔632的壁上使氧化剂在第一燃烧腔51内的行程最大，这极大地增大了氧化剂与燃料气体在第一燃烧腔内停留的时间，从而使燃烧更完全，提高了燃烧效率。

为使氧化剂产生的贴面涡流能够尽可能的紧贴第一燃烧腔51的内壁运动，优选地，第一燃烧腔51和连通腔632均为圆柱形腔体，第一燃烧腔51、连通腔632与喷管10同轴设置，且第一燃烧腔51与连通腔632的横截面直径相同。这使得氧化剂能够较容易在压差的作用下被送入第一燃烧腔51内，并且被加热后的氧化剂能够迅速被送至药柱5的表面，将热量传递给药柱5，避免了氧化剂在运动过程中可能出现部分热量散失而使这部分热量无法传递给药柱5的情况，保证了燃面具有较大的退移速度。

为使燃面的退移速度分布更加均匀，优选地，连通腔632为圆柱形腔体，在集料腔外壳的内部还形成有环形集料腔11，环形集料腔11的中心线与连通腔632的中心线重合，

还包括第二进料通道631，第二进料通道631、环形集料腔11、第一进料通道611a和连通腔632依次连通，

第一进料通道611a有多个，多个第一进料通道611a围绕中心线均匀分布。

本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机在工作时，氧化剂会首先通过第二进料通道631进入环形集料腔11内，氧化剂填满环形集料腔11后，从各第一进料通道611a进入连通腔632中，使贴壁涡旋能够始终保持一定强度，并使得药柱5内壁表面的气膜或液膜一直很薄，进而向药柱5内壁的传热效果均衡，使燃面的退移速度分布更加均匀。

为进一步使燃面的退移速度分布更加均匀，优选地，在垂直于中心线的一个平面内的各第一进料通道611a形成一个进料单元，集料腔外壳具有至少两个进料单元，各进料单元在中心线的延伸方向上分布。通过各进料单元的设计，增加了氧化剂形成的贴壁涡旋的个数，使氧化剂尽可能全面覆盖第一燃烧腔51的内壁，进而使燃面的退移速度分布更加均匀。

为方便将氧化剂引入第二进料通道631，优选地，氧化剂喷射组件6还包括直通接头62，直通接头62与第二进料通道631连通且直通接头62延伸至集料腔外壳的外部。通过上述直通接头62为本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机提供了与外部氧化剂输送设备的接口，方便与外部氧化剂输送设备连接。

为提高本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机所采用的构成集料腔外壳的部件的可替换性，优选地，集料腔外壳与第一燃烧室壳体4和喷管10可拆卸地连接，集料腔外壳包括可拆卸地连接在一起的第一壳体件61和第二壳体件63，第一壳体件61包括环形的连接部612和筒状的导通部611，连接部612与导通部611同轴连接且二者内径相同，连通腔632形成于导通部611的内环中，第一进料通道611a形成于导通部611中，

第二壳体件63为与第一壳体件61同轴设置的环形件，在第二壳体件63上形成有与第二壳体件63同轴的圆柱形凹槽，导通部611伸入圆柱形凹槽中，且环形集料腔11形成于导通部611与圆柱形凹槽的槽壁之间，第二进料通道631形成于第二壳体件63中。本申请实施例中，第一壳体件61可为环形喷注器，使连通腔632形成于环形喷注器内。氧化剂喷口可为喷注孔。

由于集料腔外壳与第一燃烧室壳体4和喷管10可拆卸地连接，且第一壳体件61和第二壳体件63之间为可拆卸地连接，可根据不同工况和不同的氧化剂喷注方式更换第一壳体件61和/或第二壳体件63，特别是采用本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机进行一系列科学实验时，可以避免为提供不同结构的集料腔外壳而制作多个尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机所造成的浪费。

本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机还可以通过对药柱5结构的改进以提高退移速度分布的均匀程度，优选地，药柱5为筒体，药柱5的轴向长度与药柱5的内径之比小于等于3。

这使得在第一燃烧腔51内形成的内外两个涡旋能够填充整个第一燃烧腔51，长径比过大会使得外涡旋达不到药柱5顶部就向下运动。通过对药柱5结构的改进还可以提高退移速度分布的均匀程度。

为尽量增加氧化剂与燃料气体的反应时间，优选地，本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机还包括第二燃烧室壳体3和发动机头盖1，第二燃烧室壳体3为筒状并与第一燃烧室壳体4远离氧化剂喷射组件6的一端同轴连接，发动机头盖1与第二燃烧室壳体3连接并覆盖第二燃烧室壳体3的端口，第二燃烧室壳体3与发动机头盖1形成有第二燃烧腔31。

氧化剂产生贴壁涡旋进入第一燃烧腔51，并在与燃料气体的反应过程中带动燃料气体一同移动，通过增加第二燃烧腔31，增大了氧化剂和燃料气体在本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机内的行程，进而增加了氧化剂与燃料气体的反应时间，使燃烧效率更高。

为避免第二燃烧腔31内热量散失，优选地，本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机还包括绝热层2，绝热层2覆盖在第二燃烧腔31的内壁上。通过上述绝热层2的设置，能够防止第二燃烧室壳体3受到过大热载荷的破坏；并且，通过该绝热层2可避免第二燃烧腔31以及第一燃烧腔51内热量从第二燃烧室壳体3和发动机头盖1处散失，保证了药柱5表面分解的速度，进而保证了燃面退移的速度。

为避免热量从第二燃烧腔31内散失，除增加绝热层2外，还可优选地，第二燃烧室壳体3与发动机头盖1和第一燃烧室壳体4之间密封连接。

为实现喷管10的替换，优选地，本申请实施例所提供的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机还包括发动机后封头7和喷管固定压板9，发动机后封头7为具有内孔的环形结构，且具有与发动机后封头7同轴的圆柱形安装槽，喷管10的外壁设有环绕喷管10的轴心线延伸的限位部101，喷管10插入发动机后封头7的内孔中后该限位部101位于安装槽中，并通过与该安装槽配合实现对喷管10的限位，喷管固定压板9为与发动机后封头7同轴设置的环形结构，喷管固定压板9通过螺栓8与发动机后封头7连接，并将上述限位限制在安装槽内以对喷管10进行限位，喷管10从喷管固定压板9的内孔中伸出。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的范围。

此外，本领域的技术人员能够理解，尽管上述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本申请的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在上面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。另外，公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本申请的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。

Claims (7)

1.尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，包括：第一燃烧室壳体、氧化剂喷射组件、药柱和喷管，在所述第一燃烧室壳体的轴向上所述第一燃烧室壳体、氧化剂喷射组件和喷管依次连接，所述药柱安装在所述第一燃烧室壳体内，在所述药柱内形成有第一燃烧腔，

所述氧化剂喷射组件包括集料腔外壳，所述集料腔外壳的中部形成有连通所述第一燃烧腔和所述喷管的连通腔，在所述集料腔外壳内还形成有第一进料通道，所述连通腔具有形成该连通腔的壁，所述第一进料通道具有形成于所述壁上的氧化剂喷口，所述第一进料通道与所述连通腔通过所述氧化剂喷口连通，

所述连通腔为圆柱形腔体，所述第一进料通道的外侧母线与所述壁相切；

所述第一燃烧腔和所述连通腔均为圆柱形腔体，所述第一燃烧腔、所述连通腔与所述喷管同轴设置；

所述药柱为筒体，所述药柱的轴向长度与所述药柱的内径之比小于等于3；

所述尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机还包括第二燃烧室壳体和发动机头盖，所述第二燃烧室壳体为筒状并与所述第一燃烧室壳体远离所述氧化剂喷射组件的一端同轴连接，所述发动机头盖与所述第二燃烧室壳体连接并覆盖所述第二燃烧室壳体的端口，所述第二燃烧室壳体与所述发动机头盖形成有第二燃烧腔。

2.根据权利要求1所述的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，所述连通腔为圆柱形腔体，在所述集料腔外壳的内部还形成有环形集料腔，所述环形集料腔的中心线与所述连通腔的中心线重合，

还包括第二进料通道，所述第二进料通道、环形集料腔、第一进料通道和连通腔依次连通，

所述第一进料通道有多个，多个所述第一进料通道围绕所述中心线均匀分布。

3.根据权利要求2所述的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，在垂直于所述中心线的一个平面内的各所述第一进料通道形成一个进料单元，所述集料腔外壳具有至少两个所述进料单元，各所述进料单元在所述中心线的延伸方向上分布。

4.根据权利要求2所述的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，氧化剂喷射组件还包括直通接头，所述直通接头与所述第二进料通道连通且所述直通接头延伸至所述集料腔外壳的外部。

5.根据权利要求2所述的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，所述集料腔外壳与第一燃烧室壳体和喷管可拆卸地连接，所述集料腔外壳包括可拆卸地连接在一起的第一壳体件和第二壳体件，所述第一壳体件包括环形的连接部和筒状的导通部，所述连接部与所述导通部同轴连接且二者内径相同，所述连通腔形成于所述导通部的内环中，所述第一进料通道形成于所述导通部中，

所述第二壳体件为与所述第一壳体件同轴设置的环形件，在所述第二壳体件上形成有与所述第二壳体件同轴的圆柱形凹槽，所述导通部伸入所述圆柱形凹槽中，且所述环形集料腔形成于所述导通部与所述圆柱形凹槽的槽壁之间，所述第二进料通道形成于所述第二壳体件中。

6.根据权利要求1-5中任意一项所述的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，还包括绝热层，所述绝热层覆盖在所述第二燃烧腔的内壁上。

7.根据权利要求1-5中任意一项所述的尾部涡流离心喷注式固液混合火箭发动机，其特征在于，所述第二燃烧室壳体与发动机头盖和第一燃烧室壳体之间密封连接。

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