CN109973249A - 一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，所要解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。本发明提供了一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构，所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
Description
技术领域
本发明涉及航天器推进系统用中小推力姿轨控发动机不稳定燃烧抑制技术，具体涉及一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构。
背景技术
发动机是运载火箭、卫星等航天器的心脏，推力室优势火箭发动机的核心部件。为了提高发动机性能，需要提高推力室内燃烧效率，但高的燃烧效率通常伴随着不稳定燃烧。不稳定燃烧会破坏发动机工作稳定性，尤其是高频不稳定燃烧会导致发动机瞬间烧毁。
空间姿轨控液体火箭发动机通常采用声腔来抑制不稳定燃烧的发生。声腔通常布置在头部上，位于喷注器外侧。我们在设计中提出了一种声腔布置方式：头部直孔与身部斜槽共同组成声腔结构，可以在空间紧凑的中小推力姿轨控发动机中实现有效的声腔面积占比。同时减少因声腔结构带来的燃烧回流区，减少结构烧蚀情况。
发明内容
本发明所解决的技术问题是提供一种中小推力空间姿轨控液体火箭发动机声腔结构的实现方法，解决因空间紧凑导致的声腔面积占比不足、减少因声腔结构带来的燃烧回流区，提高发动机抗不稳定燃烧的能力。
一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，采用头部上的直孔及身部上的斜槽两部分构成声腔结构；其特征在于：所述声腔结构位于头部和身部的对接处；所述的声腔结构具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。
所述直孔及斜槽截面形状可以使圆形孔，可以是腰形孔。
本发明带来以下有效效果：
本发明所提供的技术实现了在狭小喷注器空间中声腔结构的布置，提高了发动机抗不稳定燃烧的能力。
本发明所提供的技术扩展性强，可适用于高室压推力室，也适用于低室压推力室，适用于金属材料推力室，也适用于非金属材料推力室。
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是传统声腔结构图；
图2是本发明实施例的液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明进一步详细说明。
图2是本发明声腔结构图。本发明实例为一种双组元250N推力室，有头部1，身部2组成。
本实例实施例采用的是四氧化二氮作为氧化剂，一甲基肼作为燃料。两种推进剂组元通过喷嘴组织推进剂的分配，在燃烧室中雾化、混合、蒸发和燃烧。该声腔结构还适用于MON-1/MON-3等作为氧化剂、肼、偏二甲肼等作为燃料的发动机。
本发明实施例推力室为难熔金属材料，其头部材料为TC4钛合金，身部材料为铌钨合金，且身部内外表面制备抗高温氧化涂层。头部直孔为Φ1.5mm的圆孔，身部斜槽为直径Φ1.5mm的半圆槽，倾斜角度45゜，共有声腔结构24只。
参见图1，传统的声腔结构其声腔孔位于头部外缘与身部之间的位置，因声腔结构的布置导致该区域喷雾流强较小，形成燃气回流区，导致该位置温度较高，容易烧蚀声腔结构。
参加图2，而本发明的声腔结构部分嵌入到头部与身部连接处，减少了燃气回流区的面积，提高了发动机工作可靠性。采用本发明中的声腔结构可以在更小的头部及身部直径条件下产生相同的喷注面积，并实现稳定燃烧。
下面进一步对本发明的工作过程进行描述。四氧化二氮和一甲基肼在头部1中喷出，在身部2中实现雾化、混合、燃烧过程。在燃烧过程中，燃气会在燃烧室固有声振频率附近产品振荡，当振荡剧烈到一定程度会激发不稳定燃烧，影响到发动机工作可靠性。声腔深度和面积占比根据燃烧室固有声振频率以及当地声速等参数计算得到，可以起到衰减燃气振荡的作用，从而避免了不稳定燃烧的激发。
Claims (4)
1.一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，其特征在于：由头部直孔及身部斜槽组成，位于头部和身部的对接处；具体结构形式是针对不同的发动机通过计算及试验来确定，保证可以有效的提高发动机抗不稳定燃烧的能力。
2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，其特征在于：所述头部直孔及身部斜槽面形状可采用圆形孔或腰形孔。
3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，其特征在于：所述头部直孔为Φ1.5mm的圆孔，身部斜槽为直径Φ1.5mm的半圆槽，倾斜角度45゜。
4.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机组合式紧凑型声腔结构，其特征在于：所述声腔结构适用于金属材料发动机，也可以用于C/SiC复合材料或C/C复合材料发动机。
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