CN113357050B - 一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于固液火箭发动机技术领域，针对现有技术中存在的燃烧通道内氧燃比分布不均匀且难以进行建模预测，导致当前固液发动机燃烧流动难以进行精确调控的技术问题，本发明公开一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，包括如下步骤：(1)建立药柱喷注通道：夹层结构燃烧室和夹层叶片相互连通形成喷注通道；(2)控制进气方式：气体氧化剂先沿着中空轴向气腔进气，气体氧化剂再沿着中空径向气腔向燃烧室内进气；(3)进行内部均匀喷注。通过氧化剂沿燃烧通道方向的均匀喷注实现燃烧室内氧燃比的均匀分布，同时叶片结构能够加强湍流燃烧强度进而提高高温燃气对于固体燃料介质表面的对流换热，进而有益于燃料退移速率和发动机燃烧效率的提升。

Description

一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法

技术领域

本发明属于固液火箭发动机技术领域，具体涉及一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法。

背景技术

固液混合发动机属于热化学推进系统的前沿方向，其燃烧性能提升潜力取决于对其燃烧流动过程的精确调控。固液火箭发动机燃烧过程极为复杂，其发生在远离燃料表面的边界层中且贯穿整个燃料通道(即燃烧室)，燃料表面在燃烧区对流及热辐射的作用下持续发生热解，热解产物与边界层内的氧化剂相互掺混进行燃烧以释放能量。在此复杂物理化学反应过程中，固液火箭发动机燃烧控制的关键参数——燃面退移速率，与氧化剂流量通量密切相关。一般来说，固液发动机氧化剂从燃烧室上游喷注，随着氧化剂向下游的传播，其被逐渐消耗，从而带来氧化剂通量的下降，造成固液发动机药柱沿氧化剂流动方向的燃面退移不均匀，一般为头部孔径大尾部孔径小。这种现象会带来整个燃烧通道内氧燃比分布不均匀且难以进行建模预测，是导致当前固液发动机燃烧流动难以进行精确调控的主要原因，初次之外，燃面退移速率沿氧化剂流动方向的不一致会带来发动机体积利用率低，发动机熄火后燃料残余量多等问题。

发明内容

针对现有技术中存在的燃烧通道内氧燃比分布不均匀且难以进行建模预测，导致当前固液发动机燃烧流动难以进行精确调控的技术问题，本发明的目的在于提供一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，该方法设计一种夹层结构燃烧室，通过氧化剂沿燃烧通道方向的均匀喷注实现燃烧室内氧燃比的均匀分布，同时叶片结构能够加强湍流燃烧强度进而提高高温燃气对于固体燃料介质表面的对流换热，进而有益于燃料退移速率和发动机燃烧效率的提升。

本发明采取的技术方案为：

一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，具体包括如下步骤：

(1)建立药柱喷注通道：建立夹层结构燃烧室，夹层结构燃烧室中设置多组均匀排布的夹层叶片，其中，夹层结构燃烧室和夹层叶片均设置为中间存在空隙的点阵夹层结构，燃料介质填充于相邻两组叶片之间，夹层结构燃烧室和夹层叶片相互连通形成喷注通道；

(2)控制进气方式：喷注通道包括中空轴向气腔和中空径向气腔，气体氧化剂自进气管进入夹层结构燃烧室内，先沿着中空轴向气腔进气，气体氧化剂再沿着中空径向气腔向燃烧室内进气；

(3)进行内部均匀喷注：夹层叶片的自由端部向燃烧室内延伸形成内部燃烧通道，氧化剂沿着该内部燃烧通道自内部向燃烧室均匀喷注。

进一步的，所述步骤(1)中的点阵夹层结构为在所述空隙内间隔设置有凹槽和凸台，凹槽和凸台相互适配连接。既能保证该燃烧室具有良好的承载、冲击吸收等特性，也使气体氧化剂扩散更为均匀。

进一步的，所述步骤(1)和步骤(2)中的夹层结构燃烧室由增材制造技术一体成型，采用耗材为ZAlMg10、ZAlCu5Mn或AlSi10Mg中任意一种增材制造金属粉末制备而成。

进一步的，所述步骤(2)中的中空轴向气腔为药柱基体的夹层结构沿着药柱基体的轴线方向形成的环形结构的轴向气腔，中空径向气腔为夹层叶片的夹层结构沿着夹层结构燃烧室的径线方向延伸形成的中空径向气腔。

进一步的，所述步骤(1)和步骤(2)中的夹层结构燃烧室包括燃烧室壳体，燃烧室壳体是由外壁a和外壁b组成的双重外壁结构，外壁a和外壁b之间间隔形成中空轴向气腔，每组夹层叶片是由叶片a和叶片b组成的双层叶片结构，叶片a和叶片b之间间隔形成中空径向气腔，中空轴向气腔和中空径向气腔相互连通。

进一步的，所述夹层叶片设置为等直板式结构、波浪形结构、螺旋形结构中的任意一种结构，其沿着中心轴线方向等间距呈环形排列在夹层结构燃烧室的内壁。

进一步的，所述夹层结构燃烧室与夹层叶片的厚度设置相同，夹层叶片的两层叶片中间设置为中空结构，单层厚度为0.3-0.5mm，夹层叶片的叶片宽度与燃烧介质的内径设置一致。

进一步的，所述燃料介质为石蜡基燃料、HTPB、HDPE或PMMA中任意一种固液发动机燃料。

进一步的，所述药柱的成型方式至少包括以下两种：通过增材制造或浇注方式一体成型。

进一步的，靠近所述内部燃烧通道侧的所述夹层叶片的宽度，大于远离所述内部燃烧通道侧的所述夹层叶片的宽度。

本发明的有益效果为：

本发明方法设计一种点阵夹层结构燃烧室，该燃烧室设置多组空隙与燃烧室联通的点阵夹层叶片，进而实现了燃烧室内氧燃比的均匀分布；此外，该点阵夹层结构，既能保证该燃烧室具有良好的承载、冲击吸收等特性，也使气体氧化剂扩散更为均匀；最后，内嵌的叶片结构能够加强湍流燃烧强度进而提高燃气对于固体燃料介质表面的对流换热，进而有益于燃料退移速率和发动机燃烧效率的提升。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种带螺旋形夹层叶片的固液发动机药柱结构剖视图a；

图2为本发明实施例提供的一种带螺旋形夹层叶片的固液发动机药柱结构剖视图b；

图3为本发明实施例提供的一种带螺旋形夹层叶片的固液发动机药柱横截面结构示意图；

图4为本发明实施例提供的一种带波浪形夹层叶片的固液发动机药柱结构剖视图a；

图5为本发明实施例提供的一种带波浪形夹层叶片的固液发动机药柱结构剖视图b；

图6为本发明实施例提供的这种燃烧室结构对于燃烧特性影响的示意图；

其中，1、夹层结构燃烧室；1-1、外壁a；1-2、外壁b；1-3、中空轴向气腔；1-4、内部燃烧通道；2、进气管；3、夹层叶片；3-1、叶片a；3-2、叶片b；3-3、中空径向气腔；4、燃料介质。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方法进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例指示本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动成果前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

需要说明，若本发明实施例中有涉及方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后等)，则该方向性指示仅用于解释在解释某一特定姿态下各部件之间的相对位置关系，运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

实施例1

如图1至图5所示，一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，具体包括如下步骤：

(1)建立药柱喷注通道：建立夹层结构燃烧室1，夹层结构燃烧室1中设置多组均匀排布的夹层叶片3，燃料介质4填充于相邻两组叶片之间，夹层结构燃烧室1和夹层叶片3相互连通形成喷注通道；

(2)控制进气方式：喷注通道包括中空轴向气腔1-3和中空径向气腔3-3，气体氧化剂自进气管2进入夹层结构燃烧室1内，先沿着中空轴向气腔1-3进气，气体氧化剂再沿着中空径向气腔3-3向燃烧室内进气；

(3)进行内部均匀喷注：夹层叶片3的自由端部向燃烧室内延伸形成内部燃烧通道1-4，氧化剂沿着该内部燃烧通道1-4自内部向燃烧室均匀喷注。

所述步骤(1)中夹层结构燃烧室1和夹层叶片3均设置为中间存在空隙的点阵夹层结构，即空隙内间隔设置有凹槽和凸台，凹槽和凸台相互适配连接。既能保证该燃烧室具有良好的承载、冲击吸收等特性，也使气体氧化剂扩散更为均匀。

气体氧化剂由该燃烧室前端面处进入夹层空隙，进而从叶片空隙出均匀喷出，通过氧化剂在固液发动机燃烧室内的均匀喷注，可实现沿燃烧通道方向氧燃比的均匀分布，此外，叶片结构能够加强湍流燃烧强度进而提高高温燃气对于固体燃料介质4表面的对流换热，进而有益于燃料退移速率和发动机燃烧效率的提升。

本发明的又一实施例，如图1至图5所示，一种全新的夹层结构燃烧室1结构，包括夹层结构燃烧室1，夹层结构燃烧室1设置有多组夹层叶片3，药柱基体的夹层结构沿着药柱基体的轴线方向形成的环形结构的轴向气腔，夹层叶片3的夹层结构沿着夹层结构燃烧室1的径线方向延伸形成的中空径向气腔3-3。

中空轴向气腔1-3为药柱基体的夹层结构沿着药柱基体的轴线方向形成的环形结构的轴向气腔，中空径向气腔3-3为夹层叶片3的夹层结构沿着夹层结构燃烧室1的径线方向延伸形成的中空径向气腔3-3。

本发明的又一实施例，如图2所示，靠近所述内部燃烧通道1-4侧的所述夹层叶片3的宽度，大于远离所述内部燃烧通道1-4侧的所述夹层叶片3的宽度。该结构设计使喷注通道的喷注横截面呈渐扩式结构，气体沿着喷注通道喷注过程中在高速推行的同时，加速度稍微降低，更有利于气体以平缓的速度扩充于喷注通道中，同时有利于提高气体在喷注通道内的扩散均匀性。

本发明的又一实施例，如图1至图5所示，夹层结构燃烧室1包括燃烧室壳体，燃烧室壳体是由外壁a1-1和外壁b1-2组成的双重外壁结构，外壁a1-1和外壁b1-2之间间隔形成中空轴向气腔1-3，每组夹层叶片3是由叶片a3-1和叶片b3-2组成的双层叶片结构，叶片a3-1和叶片b3-2之间间隔形成中空径向气腔3-3，中空轴向气腔1-3和中空径向气腔3-3相互连通。

内部燃烧通道1-4沿着夹层结构燃烧室1的中心轴向设置为中空圆柱体空腔结构，所述进气管2分别与中空轴向气腔1-3、内部燃烧通道1-4相对应设置在夹层结构燃烧室1的端部，氧化剂通过进气管2依次进入中空轴向气腔1-3、内部燃烧通道1-4，从中空轴向气腔1-3喷注的气体同步通过中空径向气腔3-3进入内部燃烧通道1-4进行均匀喷注。

如图1至图3所示，所述夹层叶片3设置为螺旋形结构，其沿着中心轴线方向等间距呈环形排列在夹层结构燃烧室1的内壁。

如图4、图5所示，所述夹层叶片3设置为波浪形结构，其沿着中心轴线方向等间距呈环形排列在夹层结构燃烧室1的内壁。

在本发明的一个实施例中，如图1至图5所示，一种全新的夹层结构燃烧室1，包括夹层结构燃烧室1，夹层结构燃烧室1设置有多组夹层叶片3，夹层结构燃烧室1和多组夹层叶片3采用增材制造技术一体成型，选用耗材为常规的增材制造金属粉末例如ZAlMg10、ZalCu5Mn、AlSi10Mg等，基体与叶片厚度相同，均为0.5mm，长度100mm，叶片宽度与燃烧介质的内径一致均为20mm，夹层结构燃烧室1设置为圆柱体外形，其外径为60mm。其中，夹层结构燃烧室1与夹层叶片3的厚度设置相同，夹层叶片3的两层叶片中间设置为中空结构，夹层叶片3的厚度为0.3-0.5mm，夹层叶片3的叶片宽度与燃烧介质的内径设置一致，数量为6组以上(可根据实际需求灵活调整)。

在上述实施例的基础上，如图6所示，为本发明实施例提供的这种燃烧室结构对于燃烧特性影响的示意图，内嵌的叶片结构能够加强湍流燃烧强度进而提高燃气对于固体燃料介质4表面的对流换热，这对于燃料退移速率和发动机燃烧效率的提升极有帮助。

以上对发明的具体实施方式进行了详细说明，但是作为范例，本发明并不限制与以上描述的具体实施方式。对于本领域的技术人员而言，任何对该发明进行的同等修改或替代也都在本发明的范畴之中，因此，在不脱离本发明的精神和原则范围下所作的均等变换和修改、改进等，都应涵盖在本发明的范围内。

Claims (8)

1.一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，具体包括如下步骤：

(1)建立药柱喷注通道：建立夹层结构燃烧室，夹层结构燃烧室中设置多组均匀排布的夹层叶片，其中，中夹层结构燃烧室和夹层叶片均设置为中间存在空隙的点阵夹层结构，燃料介质填充于相邻两组叶片之间，夹层结构燃烧室和夹层叶片相互连通形成喷注通道；

(2)控制进气方式：喷注通道包括中空轴向气腔和中空径向气腔，气体氧化剂自进气管进入夹层结构燃烧室内，先沿着中空轴向气腔进气，气体氧化剂再沿着中空径向气腔向燃烧室内进气；

(3)进行内部均匀喷注：夹层叶片的自由端部向燃烧室内延伸形成内部燃烧通道，氧化剂沿着该内部燃烧通道自内部向燃烧室均匀喷注；

其中：

所述步骤(2)中的中空轴向气腔为药柱基体的夹层结构沿着药柱基体的轴线方向形成的环形结构的轴向气腔，中空径向气腔为夹层叶片的夹层结构沿着夹层结构燃烧室的径线方向延伸形成的中空径向气腔；

所述步骤(1)和步骤(2)中的夹层结构燃烧室包括燃烧室壳体，燃烧室壳体是由外壁a和外壁b组成的双重外壁结构，外壁a和外壁b之间间隔形成中空轴向气腔，每组夹层叶片是由叶片a和叶片b组成的双层叶片结构，叶片a和叶片b之间间隔形成中空径向气腔，中空轴向气腔和中空径向气腔相互连通。

2.根据权利要求1所述一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，所述步骤(1)中的点阵夹层结构为在所述空隙内间隔设置有凹槽和凸台，凹槽和凸台相互适配连接。

3.根据权利要求1所述一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，所述步骤(1)和步骤(2)中的夹层结构燃烧室由增材制造技术一体成型，采用耗材为ZAlMg10、ZAlCu5Mn或AlSi10Mg中任意一种增材制造金属粉末制备而成。

4.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，所述夹层叶片设置为等直板式结构、波浪形结构、螺旋形结构中的任意一种结构，其沿着中心轴线方向等间距呈环形排列在夹层结构燃烧室的内壁。

5.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，所述夹层结构燃烧室与夹层叶片的厚度设置相同，夹层叶片的两层叶片中间设置为中空结构，单层厚度为0.3-0.5mm，夹层叶片的叶片宽度与燃烧介质的内径设置一致。

6.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，所述燃料介质为石蜡基燃料、HTPB、HDPE或PMMA中任意一种固液发动机燃料。

7.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，所述药柱的成型方式至少包括以下两种：通过增材制造或浇注方式一体成型。

8.根据权利要求5所述的一种固液火箭发动机燃烧室氧燃比控制方法，其特征在于，靠近所述内部燃烧通道侧的所述夹层叶片的宽度，大于远离所述内部燃烧通道侧的所述夹层叶片的宽度。

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