[发明专利]用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室

说明书

本发明涉及用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室。有液氧煤油或甲烷、液氧液氢、中等浓度过氧化氢煤油或液氢或NHMF燃料等无毒化双组元推进剂火箭推力室。推力范围：中型30‑150吨，大型150‑400吨，超大型400‑800吨。推力室结构通用性好和较简单。直流式头部强度高和刚性大，零件数大大减少，有双锥壳的涡轮排气输入装置。冷却排放隔板结构较简单，工作可靠，能有效抑制高频不稳定燃烧。用传统身部的技术继承性好。给出环形缝隙的内冷却改进方式，冷却效果更好。本发明的基本型和八种衍生型火箭推力室适用于单机可靠性能提高到0.9999和重复使用次数可达10‑200次的火箭发动机。

技术领域

本发明涉及用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室，属于液氧煤油、液氧甲烷、液氧液氢、过氧化氢等火箭发动机技术领域。

背景技术

火箭发动机的发展方向是通过简化结构等技术措施较大幅度提高可靠性，根据火箭发射任务需要不断增大推力，根据大大降低火箭发射成本需要从一次性使用转变为多次重复使用。为此，本人提出了″一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室″(发明专利申请201711201099.1)。这一组火箭推力室具有结构较简单、通用性好、零件数少、头部强度高和刚性大、能有效抑制高频不稳定燃烧等优点。但也存在推力室直径取到1.7米过大、推进剂未含液氧甲烷、隔板分区面积不等、隔板有端头零件、氢氧推力室用富氧气不实际、有的集合器多余等缺点。现把推力室直径定在0.3-1.5米，增加液氧甲烷推进剂，用等面积分区隔板，取消隔板端头零件，氢氧推力室只用富氢气，有内集合器处不设外集合器。以此再次申请发明专利。

发明内容

针对本人前已申请的上述专利存在六个缺点，为了克服这些缺点从而给出更好更实用更多推进剂的中型、大型和超大型火箭推力室，本发明给出用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室。

一种基本型火箭推力室，由头部、身部和隔板组成并焊接一体。头部和这三部分的连接件包括承力座、法兰盘、多孔内锥壳、外锥壳、涡轮排气引入管、第一承力连接件、第二承力连接件、第三承力连接件、连接集合环、喷注器盘、喷注弧段板组、喷注径向板、头身连接搭板、点火燃料集合器和点火燃料进入管。头部是把厚的喷注器盘用各承力连接件与多孔内锥壳连接一体的高强度头部。从涡轮排气引入管进入的是全部液氧与少量煤油或甲烷进行燃烧产生温度不超过800K的富氧气。多孔内锥壳、外锥壳和涡轮排气引入管组成涡轮排气输入装置。身部是圆柱段内径为1.05-1.5m和用煤油或甲烷再生冷却并有冷却剂进入管的传统身部。隔板是用煤油或甲烷从内部流过并排放的冷却排放隔板。厚度宜取10％直径的喷注器盘按等面积划分为中心圆形区、6个第一圈扇形区、12个第二圈扇形区和18个第三圈扇形区。各区内按同心圆双排和单排密集开有气轴向孔、隔板两边气轴向孔和外圈气轴向孔用来喷注涡轮排气。喷注弧段板组和喷注径向板双排和单排开有流体自击对、流体小轴向孔和外圈流体斜孔，用来喷注煤油或甲烷。一个自击角0-30度的流体自击对与一个气轴向孔组成自击互击喷注单元，一个外圈流体斜孔与一个外圈气轴向孔组成互击角0-30度的互击喷注单元。连接集合环沿圆周均匀开有点火燃料斜孔、冷却剂输送孔和环形缝隙。由此构成用直流式头部和冷却排放隔板的超大型液氧煤油或甲烷推力室。

对于基本型火箭推力室，冷却排放隔板由第一周向隔板、第二周向隔板、第三周向隔板、6块第一圈径向隔板、12块第二圈径向隔板和18块第三圈径向隔板组成并焊接一体。第一周向隔板的内半径R与各径向隔板长度H的数值关系为R＝0.61H，以此把隔板划分成等面积的37区。各隔板单排或双排均匀开有细长输送盲孔和双排开有端头喷注斜孔，用来把流过隔板的煤油或甲烷喷注到推力室内并与隔板两边气轴向孔喷注的富氧气进行混合燃烧。第三圈径向隔板最外边开的是两个小直径端头喷注斜孔。端头喷注斜孔和小直径端头喷注斜孔的倾斜角都为5-20度。各隔板的高度相等和宜取80-100mm。各隔板连同喷注弧段板组和喷注径向板与喷注器盘开的径向槽组和环形槽组中的相应槽相配合并用角焊或入槽角焊或翻边钎焊连接固定。