一种轴向喷注端燃固液火箭发动机结构

摘要

本发明公开了一种轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，包括发动机头盖、药柱壳体、药柱绝热层、端燃药柱、喷管壳体与喷管绝热层；所述药柱壳体前端安装发动机头盖，后端安装喷管壳体；发动机头盖上具有进气通道；端燃药柱同轴设置在药柱壳体内，前端面与发动机头盖后端面间具有一定容腔；端燃药柱上开有多个直径很小的轴向喷注孔，喷注孔内的氧化剂流速很高，燃烧反应只在端燃药柱端面处发生；药柱壳体和发动机头盖及喷管壳体的连接处均设置有密封结构，保证了发动机的气密性；药柱壳体和喷管壳体内部均设有绝热层，保证了发动机工作中的热防护性能。由此，提高了发动机的性能，同时提高了发动机的装填分数，减小了发动机长细比，扩大了其应用领域。

说明书

技术领域

本发明涉及固液火箭发动机技术领域，具体来说，是一种轴向喷注端燃固液火箭发动 机结构。

背景技术

与目前广泛应用的固体或液体火箭发动机相比，固液火箭发动机采用液体氧化剂和固 体燃料为推进剂，具有成本低、安全性好、可进行推力调节和多次启动等优点，是航天推 进领域很有发展潜力的一类发动机。

典型的固液火箭发动机工作时，氧化剂经喷注面板进入发动机的药柱通道，在药柱侧 壁面附近形成火焰层进行燃烧，药柱属于侧面燃烧。常见的装药药形有圆孔形、星孔、车 轮形和多孔形等。对于侧面燃烧固液火箭发动机，随着发动机工作时间的增加，装药通道 面积和燃料流量不断发生变化，从而引起氧燃比的变化，导致发动机性能的损失。因此， 通过对装药药形和发动机结构的合理设计来提高固液火箭发动机的性能是需要解决的问 题。同时，典型的侧面燃烧固液火箭发动机通常具有较大的通道面积，装填分数较低，为 提供足够的燃烧面积，长度较长，长细比较大，使其在应用范围上受到一定的限制。

发明内容

为了解决上述问题，本发明提出一种轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，可在发动机 工作过程中保持燃烧面积不变，维持氧燃比的恒定，提高发动机性能；同时提高发动机的 装填分数，降低结构质量，减小发动机长细比，扩大发动机应用范围。

一种轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，包括发动机头盖、药柱壳体、药柱绝热层、 端燃药柱、喷管壳体与喷管绝热层。

所述药柱壳体前端安装发动机头盖，后端安装喷管壳体；发动机头盖上具有进气通道， 用于氧化剂的供给。喷管壳体用于燃烧产物的膨胀和加速喷出，产生发动机推力。端燃药 柱同轴设置在药柱壳体内，轴向上具有贯通两端的喷注孔。端燃药柱前端面与发动机头盖 后端面间具有一定容腔，为氧化剂进入端燃药柱的各个喷注孔进行分流和提供缓冲。

发动机工作时，氧化剂经端燃药柱中的喷注孔喷入燃烧室与端燃药柱进行燃烧，由于 喷注孔的直径很小，使喷注孔内的氧化剂流速很高，使得燃烧火焰无法扩展到喷注孔中， 仅在端燃药柱的后端面发生燃烧。

本发明的优点在于：

1、本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，端燃药柱上开有多个直径很小的轴向 喷注孔，喷注孔内氧化剂流速很高不进行燃烧，燃烧反应只在端燃药柱端面处发生，端面 燃烧的特点使得发动机在工作过程中的燃烧面积和氧燃比保持恒定，发动机能一直工作在 最佳氧燃比附近，提高了发动机的比冲和性能；

2、本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，端燃药柱上轴向喷注孔的直径很小， 端燃药柱通道面积小，提高了发动机的装填分数，减小了发动机体积，降低了发动机结构 质量；

3、本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，由于具有端面燃烧的特点，可以通过 增加端燃药柱直径来增加燃烧面积，减小了发动机的长度和长细比，扩大了其应用领域；

4、本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，药柱壳体和发动机头盖及喷管壳体的 连接处均设置有密封结构，保证了发动机的气密性；

5、本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，药柱壳体和喷管壳体内部均设有绝热 层，保证了发动机工作中的热防护性能。

附图说明

图1是本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构示意图；

图2是图1所示的一种轴向喷注端燃固液火箭发动机结构的A-A剖面视图。

图中：

1-发动机头盖 2-药柱壳体 3-药柱绝热层 4-端燃药柱 5-喷管壳体

6-喷管绝热层 7-密封圈A 8-螺栓组件A 9-密封圈B 10-螺栓组件B

11-燃烧火焰 401-喷注孔

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。

本发明轴向喷注端燃固液火箭发动机结构，包括发动机头盖1、药柱壳体2、药柱绝 热层3、端燃药柱4、喷管壳体5、喷管绝热层6、密封圈A7、螺栓组件A8、密封圈B9、 和螺栓组件B10。

所述药柱壳体2为圆筒形结构，前后两端具有连接法兰；且药柱壳体2前端与后端端 面上具有周向的密封槽，内部分别设置有密封圈A7和密封圈B9。

所述发动机头盖1前端具有进气通道，用于氧化剂的供给，氧化剂可选择O2、N2O 等气体氧化剂。发动机头盖1后端面上周向设计有内外两层环形凸台A和环形凸台B。其 中，内层环形凸台A用来与药柱壳体2前端内壁配合，实现发动机头盖1与药柱壳体2 间的径向定位，并通过螺栓组件A8将发动机头盖1与药柱壳体2前端法兰结构相连，使 外层环形凸台B用来与药柱壳体2前端端面的密封槽配合，将密封圈A7压紧，实现药柱 壳体2与发动机头盖1间的固定与密封。

所述喷管壳体5为具有前部收敛段与后部扩张段的拉法尔喷管，用于燃烧产物的膨胀 和加速喷出，产生发动机推力。喷管壳体5前端还设计有一圆柱段，作为燃烧室，用于氧 化剂和端燃药柱4的热解产物进行燃烧反应。喷管壳体5前端面周向上具有内外两个环形 凸台C和环形凸台D；其中，内层环形凸台C用来与药柱壳体2后端内壁配合，实现喷 管壳体5与药柱壳体2间的径向定位，并通过螺栓组件B10将喷管壳体5与药柱壳体2 后端法兰结构相连，外层环形凸台D用来与药柱壳体2后端密封槽配合，将密封圈B9压 紧，实现药柱壳体2与喷管壳体5间的固定与密封。上述喷管壳体5内壁上粘接有喷管绝 热层6，由耐烧蚀绝热材料构成，在发动机工作过程中起绝热作用，使喷管壳体5维持在 较低温度。

所述端燃药柱4为圆柱形结构，采用固液火箭发动机常用的燃料制成，如HTPB(端 羟基聚丁二烯)基燃料、PE(聚乙烯)和PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)等。端燃药柱4 轴向上具有贯通两端的喷注孔401；喷注孔401在以端燃药柱4中心为圆心的同心圆周 上均匀设置，喷注孔401直径和数量根据具体的氧化剂流量及发动机尺寸而定，且全部喷 注孔401的截面面积之和必须足够小，使氧化剂流速超过临界流速，从而发动机只发生端 面燃烧；该临界流速的大小与推进剂组合的选择有关，需通过试验确定。上述结构的端燃 药柱4同轴设置在药柱壳体2内，前后两端分别通过发动机头盖1与喷管壳体5上的内 层环形凸台端面进行限位，实现端燃药柱4在发动机壳体内部的轴向定位，并使端燃药柱 4前端面与发动机头盖1后端面间具有一定容腔，作为氧化剂进入端燃药柱4的各个喷注 孔401进行分流和提供缓冲。端燃药柱4外壁与药柱壳体2内壁间安装有药柱绝热层3， 由耐烧蚀绝热材料构成，在发动机工作过程中起绝热作用，使药柱壳体2维持在较低的温 度。

发动机工作时，氧化剂经端燃药柱4中的喷注孔401喷入燃烧室与端燃药柱4进行 燃烧，由于喷注孔401的直径很小，使喷注孔401内的氧化剂流速很高，使得燃烧火焰 11无法扩展到喷注孔401中，仅在端燃药柱4的后端面发生燃烧。