[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

说明书

本发明提供一种固液火箭发动机燃烧控制方法及变推力固液火箭发动机，固液火箭发动机采用通过螺旋叶片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，以使得氧化剂沿螺旋嵌套式药柱轴向直流喷注、与螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向同旋喷注，或与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。变推力固液火箭发动机中，氧化剂入口连通集成式喷注器，通过控制喷注通道进而控制氧化剂的喷注方式，实现推力调控。本发明中基于氧化剂的旋流方向对于螺旋嵌套式药柱退移速率的影响特性，实现了固液火箭发动机燃烧特性的有效调控，解决了固液火箭发动机的发动机推力调控结构复杂的问题。

技术领域

本发明属于固液火箭发动机领域，尤其涉及一种固液火箭发动机燃烧控制方法及变推力固液火箭发动机。

背景技术

发展航天，动力先行。随着载人航天、深空探测等国家航天重大需求的推进以及商业航天领域呈现出的巨大潜力，兼具推力可调、成本低廉、安全性高、多次启动等潜在优势的固液火箭发动机备受关注，其优点十分符合下一代航天平台绿色环保、智能随控、快速响应的发展需求，在探空火箭、小型运载、运载助推、行星着陆器、亚轨道飞行、民用商业航天等诸多领域具有广阔的应用前景，中国航天之父钱学森先生所著《星际航行概论》中也明确表示固液火箭发动机兼备固体发动机和液体发动机的优点，极具发展潜力。

固液火箭发动机燃烧性能提升潜力取决于对其燃烧流动过程的精确调控。固液火箭发动机通常采用液体氧化剂和固体燃料的分离式结构，因此，传统的变推力固液火箭发动机燃烧控制主要依赖于氧化剂流量调节，这一方面对于氧化剂输送系统特别是变流量控制阀门有着极高的要求，另一方面由于氧化剂流量与固体燃料的退移速率具有强耦合特性，典型后果就是会带来氧燃比的偏移，这极大的提高了发动机控制难度，这也是导致当前固液火箭发动机燃烧流动难以进行精确调控的主要原因。

发明内容

本发明提供一种固液火箭发动机燃烧控制方法及变推力固液火箭发动机，解决了固液火箭发动机的发动机推力调控结构复杂的问题。

在本发明的第一个方面，提供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。

在本发明的第二个方面，提供一种应用了固液火箭发动机燃烧控制方法的变推力固液火箭发动机，

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

所述集成式喷注器包括喷注筒体，以及形成于所述喷注筒体内部并向所述燃烧通道喷注氧化剂的内喷口通道，在所述喷注筒体上独立形成与所述内喷口通道连通的直流喷注通道和两个旋流喷注通道，所述氧化剂入口分别与所述直流喷注通道和两个所述旋流喷注通道独立连通；

所述直流喷注通道向所述内喷口通道轴向直流喷注氧化剂，两个所述旋流喷注通道从所述内喷口通道侧部喷注氧化剂以在所述内喷口通道内部形成旋流；

其中，两个所述旋流喷注通道在所述内喷口通道内部形成旋流方向相反。

进一步地，所述直流喷注通道为轴向形成于所述喷注筒体靠近所述氧化剂入口一端部且与所述内喷口通道连通的通孔结构；

所述直流喷注通道与所述内喷口通道同轴设置。