一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构

摘要

本发明公开了一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，属于固液混合火箭发动机领域。所述的后燃室二次喷注结构包括对称的入口接管嘴、积液腔外环、积液腔内环、毛细管、喷注面板和绝热板；与后燃室一体化设计；过氧化氢从两个入口接管嘴分别进入积液腔，积液腔由积液腔外环和积液腔内环围绕而成，由积液腔经毛细管流入喷注面板，穿过绝热板上的孔喷注进入后燃室，参与燃烧。本发明采用绝热板减少后燃室到喷注面板的传热，采用毛细管结构减少喷注面板到积液腔的传热，避免了积液腔内过氧化氢温度高发生爆炸的危险，提高了固液混合火箭发动机的可靠性、安全性，提高了固液混合火箭发动机的燃烧效率。

说明书

技术领域

本发明属于固液混合火箭发动机领域，具体涉及一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构。

背景技术

固液混合火箭发动机具有安全性好、推力可调、可多次启动、工作可靠以及成本低等优点。二次喷注技术是在固液混合火箭发动机后燃室进行氧化剂二次喷注。

固液混合火箭发动机通过二次喷注，有效提高了燃烧效率，改善了固液混合火箭发动机流体通道内上半段富氧后半段富燃的燃烧情况，使得固液混合火箭发动机的推进剂燃烧更加充分，从而提高固液混合火箭发动机的工作性能。

但是，对于过氧化氢推进剂而言，目前固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构存在一个明显的技术难题，即后燃室温度较高。当局部温度超过140℃时，过氧化氢极易发生爆炸。因此，后燃室二次喷注结构必须进行热防护设计保证系统的安全。

发明内容

为解决上述问题，对后燃室二次喷注结构进行热防护设计，本发明提出了一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，用于固液混合火箭发动机后燃室的二次喷注，提高固液混合火箭发动机燃烧效率。

所述的过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，整体是以后燃室为中心的左右对称结构，包括对称的入口接管嘴、积液腔外环、积液腔内环、毛细管、喷注面板和绝热板，与后燃室一体化设计。

两个入口接管嘴分别固定在整个结构的左右两侧，对称设置在两侧中心；内部从外向内依次为对称的积液腔外环、积液腔内环、毛细管、喷注面板，绝热板和后燃室。

左右对称的结构连接关系相同，具体为：

入口接管嘴焊接在积液腔外环的侧壁面；积液腔外环内部铣有导流槽，且入口接管嘴与导流槽连通；积液腔外环焊接积液腔内环，在积液腔内环外部铣有导流槽，且积液腔外环内部的导流槽和积液腔内环外部的导流槽共同形成积液腔；在积液腔内环的内壁上周向均布焊接毛细管，同时在积液腔内环外部的导流槽上周向均布开有通孔，毛细管通过通孔连接积液腔；毛细管的另一端焊接在喷注面板上；

喷注面板上设计有喷注面，喷注面上均匀分布有台阶喷注孔，毛细管焊接在喷注面上，且与台阶喷注孔连通，台阶喷注孔的上段孔直径与毛细管外径一致，下段孔直径比毛细管内径小0.1～0.3mm，喷注孔数目取喷注等效面积与喷注孔截面积的比值，喷注等效面积由流量和喷注压降计算得到；

每个喷注面板各粘接一个绝热板；绝热板为空心圆柱结构，内壁面与后燃室直接接触，外壁面与喷注面板粘接，对应着台阶喷注孔的位置在绝热板上开孔。

过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构的使用过程如下：

固液混合火箭发动机工作时，过氧化氢在供应管路阀门打开后，分两部分从两个入口接管嘴流入，经积液腔均流后，由各毛细管流入喷注面板上各台阶喷注孔，在台阶喷注孔内加速喷出雾化，穿过绝热板上的孔进入后燃室，参与燃烧，在后燃室形成扰流，提高燃烧效率。

本发明的优点及带来的有益效果在于：

(1)本发明一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，用于后燃室过氧化氢的二次喷注，提高了燃烧效率。

(2)本发明一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，采用环形喷注结构设计，在后燃室喷注均匀，减小了发动机推力偏心的可能。

(3)本发明一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，采用绝热板减少后燃室到喷注面板的传热，采用毛细管结构减少喷注面板到积液腔的传热，避免了积液腔内过氧化氢温度高引起爆炸的危险，提高了固液混合火箭发动机的可靠性、安全性。

(4)本发明一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，与后燃室一体化设计，易于安装。

(5)本发明过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，可以辅助主路实现发动机的多次启动。

附图说明

图1为本发明过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构的示意图。

图中：1-入口接管嘴；2-积液腔外环；3-积液腔内环；4-毛细管；5-喷注面板；6-绝热板。

具体实施方式

为使本发明的目的、设计方案和优点更加清楚，下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细描述。

本发明一种过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，安装于发动机燃烧室后段与喷管收敛段之间，与后燃室一体化设计，易于安装。

所述的二次喷注结构如图1所示，整体是以后燃室为中心的左右对称结构，包括对称的入口接管嘴1、积液腔外环2、积液腔内环3、毛细管4、喷注面板5和绝热板6。

入口接管嘴1、积液腔外环2、积液腔内环3、毛细管4、喷注面板5，均选用同种与过氧化氢相容的不锈钢材料制成，相互之间通过焊接的方式连接，焊料也是同种不锈钢材料，焊接完成后进行酸洗、钝化处理；

绝热板6的材料选用绝热耐烧蚀材料，如高硅氧。

两个入口接管嘴1分别固定在后燃室的左右两侧对称的中心位置；后燃室内部从外向内依次设置对称的积液腔外环2、积液腔内环3、毛细管4、喷注面板5、绝热板6和后燃室。

左右对称的结构连接关系相同，具体为：

入口接管嘴1焊接在积液腔外环2的外壁面；积液腔外环2内部铣有导流槽，且入口接管嘴1与导流槽连通；积液腔外环2焊接积液腔内环3，在积液腔内环3外部铣有导流槽，且积液腔外环2内部的导流槽和积液腔内环3外部的导流槽共同形成积液腔；使过氧化氢均流。

入口接管嘴1用来使积液腔与氧化剂管路连通，输送过氧化氢；对称的两个入口接管嘴1焊接在积液腔外环2外壁面中间，相对180°位置。入口接管嘴1一端连接氧化剂管路，另一端通过积液腔外环2与积液腔连通。

在积液腔内环3的内壁上周向均布焊接毛细管4，焊接处均开有适当大小的通孔导流。毛细管4通过通孔连接积液腔；毛细管4孔径为0.4～0.8mm，通孔外径与毛细管4外径一致，通孔数目、排布与毛细管4一致，毛细管4的另一端焊接在喷注面板5上；

毛细管4中间采用U形弯管设计，用来连接积液腔与喷注面板5，一方面用于减少喷注面板5到积液腔的导热，另一方面用于减少焊接的残余热应力。

毛细管4一端周向均匀分布在积液腔内环3内壁焊接面，另一端周向均匀分布在喷注面板5上。

喷注面板5采用环形设计，在面板上设计有喷注面，喷注面上均匀分布有台阶喷注孔，用来使过氧化氢喷注雾化。喷注孔为台阶状，上面一半深度孔打大一些，下面一半深度孔打小一些。喷注孔台阶面处焊接毛细管4，且与台阶喷注孔连通，台阶喷注孔的上段孔直径与毛细管4外径一致，下段孔直径比毛细管4内径小0.1～0.3mm；台阶下段孔直径常取0.3～0.6mm。台阶喷注孔数目取喷注等效面积与喷注孔截面积的比值，喷注等效面积由流量和喷注压降计算得到；

喷注面板5上下端有密封凸槽，用于与燃烧室壳体、喷管之间的密封。

每个喷注面板5各粘接一个绝热板6；绝热板6用于后燃室和喷注面板5之间的绝热。绝热板6为空心圆柱结构，内壁面与后燃室的燃气直接接触，外壁面与喷注面板5粘接，对应着台阶喷注孔的位置在绝热板6上开孔，孔径为2～4mm。绝热板6上下端面分别与燃烧室、喷管的绝热材料接触；绝热板6内径与燃烧室绝热层内径、喷管绝热层内径保持一致。

过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构的使用过程如下：

固液混合火箭发动机工作时，输送系统将过氧化氢分两路供应，一路从头部喷入燃烧室，另一路从后燃室喷入。经后燃室喷入的过氧化氢在供应管路阀门打开后，分两部分从两个入口接管嘴1流入，经积液腔内环3导流槽和积液腔外环2导流槽形成的积液腔，均流后由各毛细管4流入喷注面板5上各台阶喷注孔，在台阶喷注孔内加速喷出雾化，穿过绝热板6上的通孔进入后燃室，参与燃烧，在后燃室形成扰流，提高燃烧效率。

本发明过氧化氢固液混合火箭发动机后燃室二次喷注结构，积液腔与喷注面板之间毛细管连接，毛细管与积液腔、喷注面板采用焊接的方式连接，喷注面板上焊接处采用台阶喷注孔的形式；采用毛细管结构减少喷注面板到积液腔的传热，避免了积液腔内过氧化氢温度高引起爆炸的危险，提高了固液混合火箭发动机的可靠性、安全性；采用环形喷注结构设计，在后燃室喷注均匀，减小了发动机推力偏心的可能。绝热板用于减少后燃室向喷注面板的传热，毛细管在输送过氧化氢的同时，减少喷注面板向积液腔的传热。