[发明专利]一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法

说明书

技术领域

本发明属于提高燃烧效率技术领域，涉及一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法。

背景技术

近年来越来越的国内外学者又重新对固液混合火箭发动机展开新一轮的研究。与传统的固体或者液体火箭发动机相比，其具有结构简单，操作灵活，多次启动以及成本低廉等优点。然而，固液火箭发动机燃烧模式属于典型的非预混扩散燃烧，所以也就决定了它具备上述优点的同时也存在自身的不足，比如燃料退移速率小，工作过程中氧燃比(氧化剂流量与燃料流量的比值)变化和燃烧效率低等。

由试验和仿真结果可知改变前端喷注器的设计能提高发动机的燃烧稳定性，但较难提高燃料利用率和实现高效燃烧。因此，为实现固液火箭发动机的高效燃烧，必须在后燃室增强推进剂的掺混，提高推进剂的利用率，通常采用的方法是增加扰流装置、二次喷注等方式以及给固体燃料增加金属粒子等。目前，许多学者对高效燃烧技术进行了研究，主要采用的措施是在后燃室或药柱中段增加扰流装置的方式。但由于发动机内部的高温、高压的恶劣环境，扰流装置面临严峻的烧蚀问题，还不能长时间工作。同时，扰流装置将增加发动机的结构质量，使体积分数增加。

随着固液火箭发动机的不断发展，工程上对其燃烧效率要求也越来越高，因此迫切需要一种更加简单有效的方法来提高固液火箭发动机工作效率。

发明内容

为了解决上述问题，基于提高后燃室内燃料蒸汽利用率、增加推进剂接触面积这个出发点，本发明提出一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法。

本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，具体为：在后燃室壳体周向均匀开设贯通后燃室壳体侧壁与后燃室绝热层的后燃室二次喷射通道；。同时在后燃室壳体周向均匀安装二次喷注焊接头；使二次喷注焊接头分别通过二次喷射通道与后燃室壳体内部连通。

上述二次喷射焊接头采用DN4，60度焊嘴，材料采用耐高温钨铜合金制成。二次喷射通道二次喷射通道为8个，开设位置位于后燃室中截面周向上，二次喷射通道轴线垂直于后燃室轴向；同时二次喷射通道喷射一端内径为7mm，二次喷射流量比为0.75。

本发明的优点在于：

1、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，增强氧化剂和燃料气体的掺混，并且保持固定的氧燃比，容易实现精确控制。

2、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，选用气体喷注，容易进行热防护设计；

3、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，特别适合推力调节的应用，同时增加了使用惰性药柱的优势。

4、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，简单易实现，可延长发动机寿命，适用于长时间工作的发动机。

附图说明

图1为本发明一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法的后燃室结构设计图。

图中：

1-燃烧室后法兰2-后燃烧室壳体3-后燃室绝热层

4-后封头壳体5-后封头绝热层6-二次喷射通道

7-二次喷注焊接头

具体实施方案

下面结合附图对本发明专利做进一步说明。

本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，如图1所示，具体为：

1、后燃室材料选择；

在后燃室中，位于前端的燃烧室后法兰1采用1Cr8Ni9Ti不锈钢，位于中部的后燃室壳体2采用不锈钢；同时壳体内壁铺设的后燃室绝热层3，以及后封头壳体4与后燃室壳体2间镶嵌的后封头绝热层5采用高硅氧；后封头壳体4采用ASTM A572型号钢。

2、设计二次喷射通道6；

在后燃室壳体2周向均匀开设贯通后燃室壳体2侧壁与后燃室绝热层3的后燃室二次喷射通道6；

3、增加二次喷射焊接头7；

二次喷射焊接头7采用DN4，60度焊嘴，材料采用耐高温钨铜合金制成；在后燃室壳体2周向均匀安装二次喷注焊接头7；使二次喷注焊接头7分别通过二次喷射通道6与后燃室壳体2内部连通；二次喷注焊接头7与后燃室壳体2间采用焊接方式实现固定和密封。由此二次喷射液体通过二次喷射通道6压缩后喷入后燃室壳体2内，实现二次喷注。