[发明专利]一种带中心旋流的涡流冷壁燃烧室

说明书

本发明公开了一种带中心旋流的涡流冷壁燃烧室，包括第本体组件和注剂组件，注剂组件包括与燃烧室内腔连通的一次氧化剂注入口、二次氧化剂注入口和燃料注入口，一次氧化剂注入口沿切向设置于本体组件的侧壁上，二次氧化剂注入口设置于本体组件的端部，二次氧化剂注入口内部设有导流叶片，氧化剂从一次氧化剂注入口进入燃烧室内腔的切向方向与从二次氧化剂注入口进入的切向方向相反。本发明中涡流燃烧室氧化剂从燃烧室与喷管连接处附近沿切向方向喷入，燃料在燃烧室端部附近沿径向方向喷入，可以使得燃烧室内部形成稳定的双旋涡结构，通过将旋流和涡流的结合，设置旋流器来实现氧化剂和燃烧的充分混合，形成内部双旋涡结构来增加燃烧室的效率。

技术领域

本发明涉及燃烧室技术领域，特别是一种带中心旋流的涡流冷壁燃烧室。

背景技术

在航天发射领域，世界各航天大国主要采用液体火箭发动机，液体发动机的低成本、长寿命和可重复使用一直是追求的目标。航天运载费用昂贵的一个主要原因是发动机难以重复使用、寿命不长；对于小型火箭发动机来说则往往是因为使用价格昂贵的材料。这些问题，主要是发动机燃烧室温度太高引起的，缩短了运行寿命和减小了安全裕度，现有的涡流冷壁燃烧室氧化剂从底部切向进入，燃料从头部附近沿径向进入使得燃烧室中心区内氧化剂和燃料混合不充分，燃烧效率较低。因此，开发一种新型、低成本、可重复使用的液体燃料火箭发动机将很有意义。

发明内容

本部分的目的在于概述本发明的实施例的一些方面以及简要介绍一些较佳实施例。在本部分以及本申请的说明书摘要和发明名称中可能会做些简化或省略以避免使本部分、说明书摘要和发明名称的目的模糊，而这种简化或省略不能用于限制本发明的范围。

鉴于上述和/或现有的带中心旋流的涡流冷壁燃烧室中存在的问题，提出了本发明。

因此，本发明所要解决的问题在于如何提高燃烧室效率。

为解决上述技术问题，本发明提供如下技术方案：一种带中心旋流的涡流冷壁燃烧室，其包括，

本体组件，包括燃烧室内腔，其一端设有燃烧室出口；

注剂组件，包括与所述燃烧室内腔连通的一次氧化剂注入口、二次氧化剂注入口和燃料注入口，所述一次氧化剂注入口沿切向设置于所述本体组件的侧壁上，所述二次氧化剂注入口设置于所述本体组件的端部，所述二次氧化剂注入口内部设有导流叶片；

氧化剂从所述一次氧化剂注入口进入所述燃烧室内腔的切向方向与从所述二次氧化剂注入口进入的切向方向相反。

作为本发明所述带中心旋流的涡流冷壁燃烧室的一种优选方案，其中：所述注剂组件为圆柱型，横截面为圆形，其中所述燃料注入口垂直设置于所述本体组件侧壁上且靠近所述二次氧化剂注入口一侧，所述一次氧化剂注入口以切向分量0.8，径向分量0.2的形式设置于所述本体组件的侧壁上。

作为本发明所述带中心旋流的涡流冷壁燃烧室的一种优选方案，其中：所述一次氧化剂注入口与所述燃料注入口分别设置于所述本体组件的外侧壁两端，且沿所述本体组件外侧壁均匀周向分布，所述二次氧化剂注入口垂直设置于所述本体组件的端部中心。

作为本发明所述带中心旋流的涡流冷壁燃烧室的一种优选方案，其中：所述燃烧室内腔与所述燃烧室出口连通有喷管。

作为本发明所述带中心旋流的涡流冷壁燃烧室的一种优选方案，其中：所述燃烧室出口截面为圆形，所述燃烧室出口与所述本体组件连通的喷管为缩放状态。

作为本发明所述带中心旋流的涡流冷壁燃烧室的一种优选方案，其中：所述本体组件的侧壁与端部之间设有倒圆角。

作为本发明所述带中心旋流的涡流冷壁燃烧室的一种优选方案，其中：所述二次氧化剂注入口内部设有支撑柱，所述导流叶片倾斜于所述支撑柱且轴向设置于所述支撑柱上，多个所述导流叶片沿周向分布于所述支撑柱的外侧壁上，形成环形旋流入口。