[发明专利]一种变工况液体火箭发动机推力室

说明书

本发明公开了一种变工况液体火箭发动机推力室，包括头部本体，为回转壳体结构，该回转壳体的横截面为圆环状，壳体内形成环形腔体；头部本体的中心用于轴向设置点火器；在回转壳体的底部开设有两组气液出孔，每组为两个。上下隔板，水平设置于头部本体的环向腔体内，将环向腔体分割为上下两层；在上下隔板上，且位于与气液出孔相对应的位置开设有燃料出孔。左右隔板，竖直设置于上下层环向腔体内，且位置相对应，将各层环向腔体分割为两个独立的腔室；同位置处的一组气液出孔和燃料出孔位于其中一个腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板上。使用该推力室，能够实现流量的大范围调节，且不会导致供给系统压力过高。

技术领域

本发明属于液体火箭发动机推进技术领域，具体涉及一种变工况液体火箭发动机推力室。

背景技术

一次火箭的工作性能对火箭基组合循环(Rocket-based Combined Cycle,RBCC)发动机的整个工作过程尤为重要，尤其是在流量大范围变化和混合比变化的情况下，要保证一次火箭的工作稳定才能进一步保证RBCC发动机的稳定工作。在变工况条件下，首先要保证推进剂的燃烧稳定性和燃烧效率，才能进一步保证发动机的工作稳定性和发动机的工作效率，喷注器的结构决定着推进剂的雾化和掺混效果，故设计一个在大范围变工况条件下雾化、掺混效果好的喷注器对RBCC发动机的工作性能而言具有极为重要的意义。

目前，用于RBCC发动机的变工况液体火箭发动机主要采用的方案是采用几何结构固定的单喷嘴喷注器，通过调节喷嘴压降来实现变工况，此调节方案虽然结构简单但供应系统供应压力过高。受推进剂入口压力限制，其调节比约为1/3—1/2，无法满足大范围变工况的任务需求。因此，采用一种变工况液体火箭发动机推力室具有重要意义。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种变工况液体火箭发动机推力室，能够实现流量的大范围调节，且不会导致供给系统压力过高。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种变工况液体火箭发动机推力室，包括头部本体，为回转壳体结构，该回转壳体的横截面为圆环状，壳体内形成环形腔体；头部本体的中心用于轴向设置点火器；在回转壳体的底部开设有两组气液出孔，每组为两个。上下隔板，水平设置于头部本体的环形腔体内，将环形腔体分割为上下两层；上层腔体内用于盛放燃料，下层腔体内用于盛放氧化剂；在上下隔板上，且位于与气液出孔相对应的位置开设有燃料出孔。

左右隔板，竖直设置于上下层环形腔体内，且位置相对应，将各层环形腔体分割为两个独立的腔室；同位置处的一组气液出孔和燃料出孔位于其中一个腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板上，同位置处的另一组气液出孔和燃料出孔位于另一个一个腔室内的对应的回转壳体的底部和上下隔板上。气液同轴喷嘴，贯通设置于各对应位置的气液出孔和燃料出孔内，以使燃料由气液同轴喷嘴的内部流出，使氧化剂贴于气液同轴喷嘴的外壁流出。

进一步地，同一组中的两个气液出孔位于环形腔体的同一直径的两端，且两组气液出孔所在的两条直径相垂直。

进一步地，该左右隔板的横截面为门字形，在门字形的左右两立板的端部均垂直连接有一朝向外侧的隔离板，且两个隔离板的长度小于环形腔体的直径的长度；各左右隔板的放置位置满足如下：门字形的顶板与穿过其中一组气液出孔的直径相垂直，且经过该顶板的中点；两个隔离板位于越过另一组气液出孔的位置。

进一步地，各气液同轴喷嘴的出口端的外壁与各所述气液出孔间通过固定块固定连接。

进一步地，头部本体由上到下包括：锥状壳体段，中轴线处轴向开设有气液出孔，壳体内形成直径不同的环形腔体；柱状壳体段，与所述锥状壳体的下端一体连接，中轴线处轴向开设有气液出孔，壳体内形成环形腔体；所述气液出孔内用于轴向设置点火器。

进一步地，环绕于所述回转壳体底端一周设置有连接法兰。