[发明专利]一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室

说明书

本发明中公开一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室方案，包括前燃室组件、前段固体燃料药柱、中间腔组件、后段固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件、燃烧室壳体。所述燃料药柱为两段几何外形相同的双孔形药柱，两段药柱旋转30°‑60°的角度装填。在两段药柱之间设置中间腔，使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，中间腔外壁面与发动机燃烧室壳体内壁面粘接。发动机工作时，由于两段药柱旋转装填，氧化剂和燃料在燃烧室内的行程得以延长，同时由于中间腔的存在和后段药柱端面的阻碍作用，氧化剂和燃料可以进行更加充分的混合燃烧，从而有效提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率。

技术领域

本发明涉及固液火箭发动机技术领域，具体来说，是一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室。

背景技术

固液火箭发动机是一种采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合的新型火箭推进系统。由于固液发动机的燃料和氧化剂分别贮存，所以其有着不同于固体或液体发动机的独特的特点，拥有了经济性好、安全性好、环保性好、易于推力调节等优点。预期在航天领域，特别是中小型探空火箭、亚轨道飞行器和高空高速巡航飞行器等方面有着广阔的发展前景。

但是由于固液火箭发动机的氧化剂和燃料是异相、非预混的，因此其燃烧室内的燃烧是一种典型的扩散燃烧过程，由此造成了固液火箭发动机的固体燃料药柱燃速相对较低的缺点。此外，由于氧化剂和燃料混合程度较差，因此燃烧效率一般比液体和固体火箭发动机都低。提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率是固液火箭发动机的发展过程中必须解决的问题。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述问题，提出了一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室。药柱分段旋转装填后，发动机的内流场受到很大的影响，在药柱间的衔接段会产生漩涡，它会延长氧化剂和燃料在燃烧室内的停留时间，增强两者间的掺混，促进燃烧，进而提高了燃料的燃速和发动机的燃烧效率。

一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室方案，包括前燃室组件、前段双孔形固体燃料药柱、中间腔组件、后段双孔形固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件和燃烧室壳体。

所述的发动机燃烧室壳体中沿径向装填两段相同几何外形的固体燃料药柱，两段药柱旋转30°-60°的角度装填。每段固体燃料药柱上都有两个贯穿的孔，两个孔的位置关系和几何尺寸可以保证在相同的燃速下，燃面退移到中间腔内径边界的时间与两孔烧穿的时间相同。两段药柱之间设置一段中间腔，其使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，经前段药柱而未参与反应的氧化剂和前段药柱热解但未燃烧的燃料可以在中间腔进行较充分的混合燃烧。在发动机燃烧室壳体的前端装配发动机前燃室组件，前燃室组件的作用主要是在此处产生回流，促进液体氧化剂的气化，增强发动机氧化剂和燃料在此处的掺混，从而可以提高发动机前段药柱的燃速和发动机的燃烧稳定性。发动机燃烧室壳体的后端装配发动机后燃室组件，发动机的后燃室主要作用是进一步促进未反应的氧化剂和燃料之间的掺混，提高发动机的燃烧效率。在后燃室组件的后端装配发动机喷管组件。

本发明的优点在于：

(1)本发明采用双孔形分段旋转装药形式，两段药柱旋转30°-60°角度装填后，延长了氧化剂和燃料在燃烧室内的行程，可以增大燃料燃速，提高发动机的燃烧效率；

(2)本发明在两段药柱之间设置中间腔，有利于进一步促进未反应的燃料和氧化剂之间的掺混，提高发动机的燃烧效率；

(3)本发明采用双孔形分段旋转装药形式，两段药柱旋转30°-60°角度装填后，后段药柱端面对上游燃气具有阻碍作用，可以使上游未充分燃烧的氧化剂和燃料扩散到后段药柱通道中心，充分地进行混合燃烧。这将使后段药柱的燃速升高，发动机的燃烧效率提高；

(4)本发明中利用双孔形固体燃料药柱形状的设计，装填率较高，在燃烧过程中药柱中间也不易因烧蚀而脱落，并且没有改变发动机燃烧室的外形，与通用固液火箭发动机相互替换性好。

附图说明