[发明专利]固液火箭发动机燃烧控制方法及变推力固液火箭发动机

权利要求书

1.一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

包括集成式喷注器(2)、螺旋嵌套式药柱(3)、氧化剂入口(6)和燃烧室(8)，所述燃烧室(8)用于安装螺旋嵌套式药柱(3)，所述氧化剂入口(6)连通至所述集成式喷注器(2)，所述集成式喷注器(2)用于将氧化剂喷注到所述螺旋嵌套式药柱内的燃烧通道(7)；

所述集成式喷注器(2)包括喷注筒体(201)，以及形成于所述喷注筒体(201)内部并向所述燃烧通道(7)喷注氧化剂的内喷口通道(202)，在所述喷注筒体(201)上独立形成与所述内喷口通道(202)连通的直流喷注通道(203)和两个旋流喷注通道(204)，所述氧化剂入口(6)分别与所述直流喷注通道(203)和两个所述旋流喷注通道(203)独立连通；

所述直流喷注通道(203)向所述内喷口通道(202)轴向直流喷注氧化剂，两个所述旋流喷注通道(204)从所述内喷口通道(202)侧部喷注氧化剂以在所述内喷口通道(202)内部形成旋流；

其中，两个所述旋流喷注通道(204)在所述内喷口通道(202)内部形成旋流方向相反；

所述旋流喷注通道(204)包括形成于所述喷注筒体(201)上的环形腔体(205)、进口通道(206)和至少2个分流通道(207)，所述环形腔体(205)周向环绕形成于所述喷注筒体(201)内部，所述进口通道(206)的一端连通所述氧化剂入口(6)，另一端连通所述环形腔体(205)，所述分流通道(207)的一端连通所述环形腔体(205)，另一端连通所述内喷口通道(202)；

所述变推力固液火箭发动机采用一种固液火箭发动机燃烧控制方法，包括：

固液火箭发动机采用通过螺旋叶片在药柱的燃烧通道内壁形成螺旋通道的螺旋嵌套式药柱；

通过调控氧化剂的喷注方式，以使得所述氧化剂沿所述螺旋嵌套式药柱轴向直流喷注、与所述螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向同旋喷注，或与所述螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向反旋喷注，进而改变燃烧界面的退移速率。

2.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，所述直流喷注通道(203)为轴向形成于所述喷注筒体(201)靠近所述氧化剂入口(6)一端部且与所述内喷口通道(202)连通的通孔结构；

所述直流喷注通道(203)与所述内喷口通道(202)同轴设置。

3.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，两个所述旋流喷注通道(204)的所有所述分流通道(207)的出口方向分别在不同旋向上，以形成在对应旋向上的不同方向的旋流。

4.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

所述环形腔体(205)与所述内喷口通道(202)同轴设置。

5.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

两个所述旋流喷注通道(204)的所述环形腔体(205)沿所述内喷口通道(202)轴向的方向平行设置。

6.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

同一所述旋流喷注通道(204)的所述分流通道(207)呈中心对称分布。

7.根据权利要求1或6所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

所述分流通道的数量为4个。

8.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

所述内喷口通道(202)位于所述喷注筒体(201)的中心。

9.根据权利要求1所述的一种变推力固液火箭发动机，其特征在于，

所述氧化剂入口(6)通过三个支管路分别连接至所述直流喷注通道(203)的进口端和两个所述旋流喷注通道(204)的所述进口通道(206)，每个所述支管路上通过一个独立的阀门(101)控制通路。