CN110439710B - 一种变工况液体火箭发动机推力室 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种变工况液体火箭发动机推力室，包括头部本体，为回转壳体结构，该回转壳体的横截面为圆环状，壳体内形成环形腔体；头部本体的中心用于轴向设置点火器；在回转壳体的底部开设有两组气液出孔，每组为两个。上下隔板，水平设置于头部本体的环向腔体内，将环向腔体分割为上下两层；在上下隔板上，且位于与气液出孔相对应的位置开设有燃料出孔。左右隔板，竖直设置于上下层环向腔体内，且位置相对应，将各层环向腔体分割为两个独立的腔室；同位置处的一组气液出孔和燃料出孔位于其中一个腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板上。使用该推力室，能够实现流量的大范围调节，且不会导致供给系统压力过高。

Description

一种变工况液体火箭发动机推力室
技术领域
本发明属于液体火箭发动机推进技术领域，具体涉及一种变工况液体火箭发动机推力室。
背景技术
一次火箭的工作性能对火箭基组合循环(Rocket-based Combined Cycle,RBCC)发动机的整个工作过程尤为重要，尤其是在流量大范围变化和混合比变化的情况下，要保证一次火箭的工作稳定才能进一步保证RBCC发动机的稳定工作。在变工况条件下，首先要保证推进剂的燃烧稳定性和燃烧效率，才能进一步保证发动机的工作稳定性和发动机的工作效率，喷注器的结构决定着推进剂的雾化和掺混效果，故设计一个在大范围变工况条件下雾化、掺混效果好的喷注器对RBCC发动机的工作性能而言具有极为重要的意义。
目前，用于RBCC发动机的变工况液体火箭发动机主要采用的方案是采用几何结构固定的单喷嘴喷注器，通过调节喷嘴压降来实现变工况，此调节方案虽然结构简单但供应系统供应压力过高。受推进剂入口压力限制，其调节比约为1/3—1/2，无法满足大范围变工况的任务需求。因此，采用一种变工况液体火箭发动机推力室具有重要意义。
发明内容
本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种变工况液体火箭发动机推力室，能够实现流量的大范围调节，且不会导致供给系统压力过高。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种变工况液体火箭发动机推力室，包括头部本体，为回转壳体结构，该回转壳体的横截面为圆环状，壳体内形成环形腔体；头部本体的中心用于轴向设置点火器；在回转壳体的底部开设有两组气液出孔，每组为两个。上下隔板，水平设置于头部本体的环形腔体内，将环形腔体分割为上下两层；上层腔体内用于盛放燃料，下层腔体内用于盛放氧化剂；在上下隔板上，且位于与气液出孔相对应的位置开设有燃料出孔。
左右隔板，竖直设置于上下层环形腔体内，且位置相对应，将各层环形腔体分割为两个独立的腔室；同位置处的一组气液出孔和燃料出孔位于其中一个腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板上，同位置处的另一组气液出孔和燃料出孔位于另一个一个腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板上。气液同轴喷嘴，贯通设置于各对应位置的气液出孔和燃料出孔内，以使燃料由气液同轴喷嘴的内部流出，使氧化剂贴于气液同轴喷嘴的外壁流出。
进一步地，同一组中的两个气液出孔位于环形腔体的同一直径的两端，且两组气液出孔所在的两条直径相垂直。
进一步地，该左右隔板的横截面为门字形，在门字形的左右两立板的端部均垂直连接有一朝向外侧的隔离板，且两个隔离板的长度小于环形腔体的直径的长度；各左右隔板的放置位置满足如下：门字形的顶板与穿过其中一组气液出孔的直径相垂直，且经过该顶板的中点；两个隔离板位于越过另一组气液出孔的位置。
进一步地，各气液同轴喷嘴的出口端的外壁与各所述气液出孔间通过固定块固定连接。
进一步地，头部本体由上到下包括：锥状壳体段，中轴线处轴向开设有气液出孔，壳体内形成直径不同的环形腔体；柱状壳体段，与所述锥状壳体的下端一体连接，中轴线处轴向开设有气液出孔，壳体内形成环形腔体；所述气液出孔内用于轴向设置点火器。
进一步地，环绕于所述回转壳体底端一周设置有连接法兰。
本发明还公开了一种变工况液体火箭发动机，包括上述的变工况液体火箭发动机推力室，所述氧化剂腔A和氧化剂腔B均各自通过管路与外部气源相连通，各管路上对应的设置有氧化剂供给阀A和氧化剂供给阀B；所述所述燃料集液腔A和燃料集液腔B均均各自通过管路与外部燃料相连通，各管路上对应的设置有燃料供给阀A和燃料供给阀B。
本发明还公开了一种变工况液体火箭发动机推力室的使用方法，使用上述的一种变工况液体火箭发动机，该使用方法如下：
低工况时，待发动机燃料与氧化剂完全充填燃料供给阀A和氧化剂供给阀A后；首先，打开氧化剂供给阀A，氧化剂充满氧化剂腔A后，氧化剂腔A将氧化剂供入喷注器A外部，为发动机创造富氧环境；然后打开燃料供给阀A，燃料充满燃料集液腔A后，燃料集液腔A将燃料供入喷注器A内部，燃料射流在氧化剂气流中喷射；最后，喷射后的燃料与氧化剂在发动机燃烧室入口处完成雾化和掺混过程，进而由点火器点着并组织燃烧，产生的高温燃气经喷管排出，产生推力；喷注器A指代的为气液同轴喷嘴A-1和气液同轴喷嘴A-2；
中工况时，喷注器B工作，工作过程同上；喷注器B指代的为气液同轴喷嘴B-1和气液同轴喷嘴B-2；
高工况，首先，同时打开氧化剂供给阀A和氧化剂供给阀B，氧化剂充满氧化剂腔，并由喷注器A和喷注器B外部进入燃烧室，然后同时打开燃料供给阀A和燃料供给阀B，燃料充满燃料集液腔后，由喷注器A和喷注器B喷入燃烧室，完成发动机燃料和氧化剂的喷注过程；最后，喷射后的燃料与氧化剂在发动机燃烧室入口处完成雾化和掺混过程，进而由点火器点着并组织燃烧，产生的高温燃气经喷管排出，产生推力。
本发明一种变工况液体火箭发动机推力室具有如下优点：1.各腔室可同时或者独立工作，满足大流量工作的需求。2.同一腔室的两个气液出孔在同一条直径上，保证了一个腔室工作时，燃料或者氧化剂喷注均匀。3.在发动机由低工况向高工况工作时，不需要停机，再重新启动，实现了连续工作。
附图说明
图1是本发明中的喷注器的结构示意图；
图2是本发明中的喷注器的结构示意图；
图3是本发明一种变工况液体火箭发动机推力室的横剖面图；
图4是应用有本发明中的喷注器的发动机的结构示意图；
其中：1.连接法兰；2.头部本体；3.上下隔板；4.燃料集液腔A；5.燃料入口A；6.左右隔板；7.燃料测压孔A；8.氧化剂腔A；9.氧化剂测压孔A；10.气液同轴喷嘴A-1；11.点火器安装座；12.气液同轴喷嘴A-2；13.氧化剂入口A；14.燃料入口B；15.氧化剂入口B；16.氧化剂腔B；17.燃料集液腔B；18.气液同轴喷嘴B-2；19.氧化剂测压孔B；20.燃料供给阀A；21.燃料供给阀B；22.氧化剂供给阀B；23.氧化剂供给阀A；24.燃烧室；25.喷管；26.气液同轴喷嘴B-1。
具体实施方式
本发明一种变工况液体火箭发动机推力室，如图1和2所示，包括：头部本体2，为回转壳体结构，该回转壳体的横截面为圆环状，壳体内形成环形腔体；头部本体2的中心用于轴向设置点火器；圆环中心安装有点火器安装座11，点火器安装座11为一支架。在回转壳体的底部开设有两组气液出孔，每组为两个。回转壳体包括：锥状壳体，中轴线处轴向开设有气液出孔，壳体内形成直径不同的环形腔体；柱状壳体，与所述锥状壳体的下端一体连接，中轴线处轴向开设有气液出孔，壳体内形成环形腔体。柱状壳体的下端用于与燃烧室相连接。
如图3所示，包括上下隔板3，水平设置于所述头部本体2的环形腔体内，将所述环形腔体分割为上下两层；上层腔体内用于盛放燃料，下层腔体内用于盛放氧化剂；在所述上下隔板3上，且位于与所述气液出孔相对应的位置开设有燃料出孔；左右隔板6，竖直设置于上下层环形腔体内，且位置相对应，将各层所述环形腔体分割为两个独立的腔室；同位置处的一组所述气液出孔和燃料出孔位于其中一个所述腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板3上，各所述腔室分别与其中一组所述气液出孔相连通。上层的两个腔室分别为燃料集液腔A4和燃料集液腔B17，下层的两个腔室分别为氧化剂腔A8和氧化剂腔B16，氧化剂腔A8和氧化剂腔B16均分别与上层的燃料集液腔A4和燃料集液腔B17的位置相对应。各隔板的设置，可使各燃料集液腔与氧化剂腔建立不同的压力，可实现分别工作，互不影响。
气液同轴喷嘴，贯通设置于各对应位置的所述气液出孔和燃料出孔内，以使燃料由所述气液同轴喷嘴的内部流出，氧化剂贴于所述气液同轴喷嘴的外壁流出。气液同轴喷嘴可选择气液同轴直流式喷嘴，也可以是气液离心式或其它形式喷嘴。与氧化剂腔A8和燃料集液腔A4相连通的两个气液同轴喷嘴分别命名为气液同轴喷嘴A-1 10和气液同轴喷嘴A-2 12，与氧化剂腔B16和燃料集液腔B17相连通的两个气液同轴喷嘴分别命名为气液同轴喷嘴B-1 26和气液同轴喷嘴B-218。氧化剂腔A8和氧化剂腔B16的壳体上对应开设有氧化剂入口A 13和氧化剂入口B15，在壳体上还对应设置有氧化剂测压孔A 9和氧化剂测压孔B19，为便于排布，各测压孔与氧化剂入口间的夹角设置为60度。
各气液同轴喷嘴的出口端的外壁与各对应的气液出孔间通过固定块固定连接，确保喷嘴与气液出孔同心。对于固定面积的气液同轴喷嘴，其内部为液喷嘴，外部为气喷嘴，气液同轴喷嘴与头部本体2的连接采用钎焊方法。
在燃料集液腔A4和燃料集液腔B17的壳体上对应开设有燃料入口A 5和燃料入口B14
为保证燃料和氧化剂在燃烧室内均匀喷洒，且在只有一个腔室内的燃料和氧化剂工作时，也能够实现均匀喷洒。同一组中的两个气液出孔位于所述环形腔体的同一直径的两端，且两组所述气液出孔所在的两条直径相垂直。
为实现上述的均匀喷洒，左右隔板6的横截面为门字形，在门字形的左右两立板的端部均垂直连接有一朝向外侧的隔离板，且两个所述隔离板的长度小于环形腔体的直径的长度；
各所述左右隔板6的放置位置满足如下：所述门字形的顶板与穿过其中一组所述气液出孔的直径相垂直，且经过该顶板的中点；两个所述隔离板位于越过另一组所述气液出孔的位置。
一种变工况液体火箭发动机，如图4所示，采用上述的推力室，该发动机的各参数如表1所示，该变工况液体火箭发动机包括上述的头部本体2，头部本体2下部一周设置有连接法兰1，用于与燃烧室24相配装，燃烧室24的后端连接有喷管25，燃料入口A5和燃料入口B14均与外部的燃料管路连接，在各管路上对应的设置有燃料供给阀A20和燃料供给阀B20；氧化剂入口A13和氧化剂入口B15均与外部的氧化剂管路连接，在各管路上对应的设置有氧化剂供给阀A23和氧化剂供给阀B22，
表1发动机各参数
推进剂 总质量流量(g/s) 燃烧室压强(MPa) 氧燃比
气氧/煤油 150-1200 1～8 1.4～2.6
选取上述发动机各参数，设定为不同的工况，具体如表2所示：
表2燃烧室各工况
Figure GDA0002595623260000071
由表1和表2可知，最大流量调节比为8:1。现有资料表明结构固定的单喷嘴喷注器能达到的最大流量调节比约3：1，也就是说采用单喷嘴喷注器不能满足所要求的流量范围。最大流量调节比为高工况的总质量流量与低工况的总质量流量的比。而采用本发明可较容易地满足所要求的流量范围。本发明由两组不同工况下的气液同轴喷嘴组成，每组由两个相同的气液同轴喷嘴组成。现初步设置两组喷嘴的设计点参数如表3所示:
表3本发明中使用的气液同轴喷嘴的设计参数如下
Figure GDA0002595623260000072
Figure GDA0002595623260000081
液体直流喷嘴设计：
由液体直流喷嘴流量公式可得喷嘴出口面积：
Figure GDA0002595623260000082
Figure GDA0002595623260000083
其中，煤油的密度ρl＝934kg/m3，取喷嘴压降ΔPl1＝0.6MPa，ΔPl1＝1.8MPa取流量系数μ＝0.8；
每组由两个煤油直流喷嘴组成，则单个喷嘴出口直径为：
Figure GDA0002595623260000084
Figure GDA0002595623260000085
气体直流喷嘴设计：
气体直流喷嘴的质量流量方程为：
Figure GDA0002595623260000088
式中：
Figure GDA0002595623260000089
为气体流量，μ为流量系数，w2为气体的喷出速度，An为喷嘴出口面积，ρ2为喷嘴出口气体密度，
Figure GDA0002595623260000086
Pin＝Pc+ΔPg。
气体的喷出速度为：
Figure GDA0002595623260000087
根据状态方程Pin＝ρinRgTin，气体直流喷嘴的出口面积：
Figure GDA0002595623260000091
其中，取流量系数μ＝0.8，多变指数γ＝1.4，喷嘴入口密度ρin＝31.5kg/m3，喷嘴压降ΔPg1＝0.4MPa，ΔPg2＝1.2MPa。
代入数据可得喷嘴出口面积AO1＝4.78×10-5m2
AO2＝10.3×10-5m2
取氧气喷嘴环缝内径din＝din＝5mm，得到环缝外径dout1＝7.4mm，dout2＝9.52mm。
由发动机流量公式
Figure GDA0002595623260000092
可知，当燃烧室喉部面积确定时，燃烧室的压强与流量成正相关。
当所需流量较小时，喷注器A工作即可满足要求，当所需流量较高时，喷注器A和B同时工作即可满足要求，喷注器A指代的为气液同轴喷嘴A-110和气液同轴喷嘴A-2 12；喷注器B指代的为气液同轴喷嘴B-1 26和气液同轴喷嘴B-2 18，不同工况下，各喷嘴的压降如下：
表4不同工况下各喷嘴压降
Figure GDA0002595623260000093
上述表明，采用本发明中的推力室，在最大流量比为8:1的状况下，燃烧室可实现稳定工作，适应于大流量变化的燃烧室的工作。
上述变工况液体火箭发动机的工作过程如下：
低工况，即工况1、2时，待发动机燃料与氧化剂完全充填燃料供给阀A20和氧化剂供给阀A23后。首先，打开氧化剂供给阀A23，氧化剂经氧化剂接管嘴充满氧化剂腔A8后，氧化剂腔A8将氧化剂供入喷注器A外部，为发动机创造富氧环境，然后打开燃料供给阀A20，燃料经燃料接管嘴充满燃料集液腔A4后，燃料集液腔A4将燃料供入喷注器A内部，燃料射流在氧化剂气流中喷射。最后，喷射后的燃料与氧化剂在发动机燃烧室24入口处完成雾化和掺混过程，进而由点火器点着并组织燃烧，产生的高温燃气经喷管25排出，产生推力。
中工况，即工况3、4时，喷注器B工作，工作过程同上。
高工况，即工况5时，首先，同时打开氧化剂供给阀A23和B22，氧化剂经氧化剂接管嘴分别充满氧化剂腔，并由喷注器A和喷注器B外部进入燃烧室，然后同时打开燃料供给阀A20和B，燃料充满燃料集液腔后，喷注器A和喷注器B喷入燃烧室，完成发动机燃料和氧化剂的喷注过程。最后，喷射后的燃料与氧化剂在发动机燃烧室24入口处完成雾化和掺混过程，进而由点火器点着并组织燃烧，产生的高温燃气经喷管25排出，产生推力。
使用本发明中的推力室为发动机工作过程中实现由低工况到高工况提供了一种方案。当发动机低工况工作时，可以通过打开燃料供给阀B21和氧化剂供给阀B22，使发动机的总流量增加，实现发动机由低工况到高工况的转变，中间转换过程不需要停止间断工作。

Claims (7)

1.一种变工况液体火箭发动机推力室，其特征在于，包括：
头部本体(2)，为回转壳体结构，该回转壳体的横截面为圆环状，壳体内形成环形腔体；头部本体(2)的中心用于轴向设置点火器；在回转壳体的底部开设有两组气液出孔，每组为两个；
上下隔板(3)，水平设置于所述头部本体(2)的环向腔体内，将所述环向腔体分割为上下两层；上层腔体内用于盛放燃料，下层腔体内用于盛放氧化剂；在所述上下隔板(3)上，且位于与所述气液出孔相对应的位置开设有燃料出孔；
左右隔板(6)，竖直设置于上下层环形腔体内，且位置相对应，将各层所述环向腔体分割为两个独立的腔室；同位置处的一组所述气液出孔和燃料出孔位于其中一个所述腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板(3)上；
气液同轴喷嘴，贯通设置于各对应位置的所述气液出孔和燃料出孔内，以使燃料由所述气液同轴喷嘴的内部流出，使氧化剂贴于所述气液同轴喷嘴的外壁流出；
上层的两个所述腔室分别为燃料集液腔A(4)和燃料集液腔B(17)，下层的两个腔室分别为氧化剂腔A(8)和氧化剂腔B(16)，氧化剂腔A(8)和氧化剂腔B(16)均分别与上层的燃料集液腔A(4)和燃料集液腔B(17)的位置相对应。
2.根据权利要求1所述的一种变工况液体火箭发动机推力室，其特征在于，同一组中的两个所述气液出孔位于所述环向腔体的同一直径的两端，且两组所述气液出孔所在的两条直径相垂直。
3.根据权利要求2所述的一种变工况液体火箭发动机推力室，其特征在于，所述左右隔板(6)的横截面为门字形，在门字形的左右两立板的端部均垂直连接有一朝向外侧的隔离板，且两个所述隔离板的长度小于环向腔体的直径的长度；
各所述左右隔板(6)的放置位置满足如下：所述门字形的顶板与穿过其中一组所述气液出孔的直径相垂直，且经过该顶板的中点；两个所述隔离板位于越过另一组所述气液出孔的位置。
4.根据权利要求3所述的一种变工况液体火箭发动机推力室，其特征在于，各所述气液同轴喷嘴的出口端的外壁与各所述气液出孔间通过固定块固定连接。
5.根据权利要求4所述的一种变工况液体火箭发动机推力室，其特征在于，环绕于所述回转壳体底端一周设置有连接法兰(1)。
6.一种变工况液体火箭发动机，包括权利要求1-5中任一项所述的种变工况液体火箭发动机推力室，其特征在于，所述氧化剂腔A(8)和氧化剂腔B(16)均各自通过管路与外部气源相连通，各管路上对应的设置有氧化剂供给阀A(23)和氧化剂供给阀B(22)；
所述燃料集液腔A(4)和燃料集液腔B(17)均各自通过管路与外部燃料相连通，各管路上对应的设置有燃料供给阀A(20)和燃料供给阀B(21)。
7.一种变工况液体火箭发动机推力室的使用方法，其特征在于，使用权利要求6中的所述一种变工况液体火箭发动机，该使用方法如下：
低工况时，待发动机燃料与氧化剂完全充填燃料供给阀A(20)和氧化剂供给阀A(23)后；首先，打开氧化剂供给阀A(23)，氧化剂充满氧化剂腔A(8)后，氧化剂腔A(8)将氧化剂供入喷注器A外部，为发动机创造富氧环境；然后打开燃料供给阀A(20)，燃料充满燃料集液腔A(4)后，燃料集液腔A(4)将燃料供入喷注器A内部，燃料射流在氧化剂气流中喷射；最后，喷射后的燃料与氧化剂在发动机燃烧室(24)入口处完成雾化和掺混过程，进而由点火器点着并组织燃烧，产生的高温燃气经喷管(25)排出，产生推力；喷注器A指代的为气液同轴喷嘴A-1(10)和气液同轴喷嘴A-2(12)；
中工况时，喷注器B工作，工作过程同上；喷注器B指代的为气液同轴喷嘴B-1(26)和气液同轴喷嘴B-2(18)；
高工况，首先，同时打开氧化剂供给阀A(23)和氧化剂供给阀B(22)，氧化剂充满氧化剂腔，并由喷注器A和喷注器B外部进入燃烧室，然后同时打开燃料供给阀A(20)和燃料供给阀B(21)，燃料充满燃料集液腔后，由喷注器A和喷注器B喷入燃烧室，完成发动机燃料和氧化剂的喷注过程；最后，喷射后的燃料与氧化剂在发动机燃烧室(24)入口处完成雾化和掺混过程，进而由点火器点着并组织燃烧，产生的高温燃气经喷管(25)排出，产生推力。
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