固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置制造方法及图纸

本发明专利技术公开了一种固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，适用于固液火箭发动机地面热试车，应用于中心单通道，采取单圆孔装药的固液火箭发动机。扰流板为单孔圆环，厚度为10‑15mm，孔径与药柱通道直径之比为0.5‑0.6，置于燃烧室70％‑80％长度处，将药柱分为前后两段，紧贴于燃烧室绝热层壁面和药柱端面放置。扰流板装置是一个以发动机轴线为轴的圆孔环，采用耐高温材料高硅氧。本发明专利技术的扰流装置给出了具体的结构尺寸以及整体结构中的位置，实现了对燃气的扰流作用，且满足发动机在工作过程中对扰流装置的结构强度和热防护要求。

Intermediate flow spoiler in combustion chamber of solid rocket motor

The invention discloses an intermediate spoiler for a combustion chamber of a solid liquid rocket engine, which is suitable for the ground heat test of a solid rocket engine, and is applied to a single channel in a center single channel and a solid-liquid rocket engine with a single round hole charging. The spoiler for the single hole ring, the thickness of 10 15mm, aperture and propellant channel diameter ratio of 0.5 0.6, placed in the combustion chamber 70% 80% length, the grain is divided into two sections, close to the combustion chamber insulation wall and column end position. The spoiler is a circular bore with the engine axis as the axis. It uses high temperature resistant material and high silicon oxygen. The invention of the turbolator is given a specific size of the structure and the overall structure of the position, the gas turbulent flow effect and meet the structural strength and heat engine flow device for the disturbance in the work process protection requirements.

【技术实现步骤摘要】
固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置
本专利技术涉及一种固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，适用于单圆孔装药的固液火箭发动机燃烧室。
技术介绍
固液火箭发动机的推进剂一般采用液体氧化剂和固体燃料的组合，有安全性好、经济性好、易关机和重新启动、可进行推力调节等优点。固液火箭发动机的氧化剂由于是经增压系统喷注进入燃烧室后与固体燃料进行燃烧，从而使得其燃烧过程表征出典型的扩散燃烧。氧化剂和燃料的未充分混合使得固液火箭发动机的燃烧效率较低，常见的增加发动机燃烧效率的方法有在药柱中添加扰流装置、分段装药、研制高效燃烧喷注器和合理设计药形等，增加扰流装置可以说是一项较为容易实现的方法。扰流这一提高燃烧性能的方法最早是由法国在20世纪60年代提出，现有的扰流结构大多是在药柱中加入扰流装置，在燃烧室中间加扰流板是一种可以有效提高燃烧效率并且较易实现的方法。德国对在药柱中加入单孔和四孔扰流板的固液火箭发动机进行了试验研究，结果表明增加扰流板对提高燃烧效率有积极作用。
技术实现思路
针对上述问题，本专利技术提出一种固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，具体结构形式包括燃烧室组件、扰流板组件、前燃室组件、后燃室组件、密封连接组件和喷管组件。扰流板组件和燃烧室组件合为一体。本专利技术所针对的药形为单圆孔装药设计，但可根据不同药形设置相应的扰流板装置，本专利技术的扰流板装置在发动机燃烧室中加入，需将药柱分为前后两部分，进而起到扰流作用。根据已有仿真和试验经验，得出扰流板置于燃烧室70％-80％长度处、孔径与药柱通道直径之比为0.5-0.6、扰流板的厚度取10-15mm时会产生较好的扰流效果，能够极大地提高燃烧效率。扰流板组件紧贴于燃烧室壁面绝热层，由于需要在高温高压的燃烧室中工作，扰流板组件建议采取高温耐烧蚀材料，推荐材料为高硅氧。前燃室是为使液体氧化剂更好地雾化和蒸发的区域，前燃室组件包括前燃室壳体、前燃室绝热层。头盖、面板、前燃室组件、燃烧室法兰依次连接，并用螺栓紧固在一起，以O形密封圈进行密封。燃烧室和后燃室是氧化剂和燃料混合燃烧的区域，后燃室是为使推进剂更充分地混合燃烧而设立的区域。燃烧室组件包括燃烧室壳体、燃烧室绝热层和发动机装药。燃烧室组件通过与燃烧时法兰以螺纹连接的形式相连，后燃室组件包括后燃室绝热层、后燃室壳体，与后封头组件连接。喷管是燃烧室高温燃气出口，通过燃气膨胀做功将热能转化为动能的反冲作用产生推力，喷管组件包括喷管壳体、喷管绝热层、喷管喉衬，与喷管固定压板连接，并通过螺钉与后封头组件相连。本专利技术的优点在于：(1)本专利技术提出一种适用于单圆孔装药的固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，扰流板装置为单孔圆环，结构简单，对原有药柱结构设计影响不大；(2)本专利技术提出一种适用于单圆孔装药的固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，给出了扰流板实现最佳扰流效果所处的燃烧室位置范围、孔径和药柱孔径的比值范围；(3)本专利技术提出一种适用于单圆孔装药的固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，发动机组件结构清晰简单，各结构组件之间采用螺栓紧固或者螺纹连接，发动机各结构组件可进行更换，拆卸方便。附图说明图1是本专利技术固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置的结构示意图；图2是图1所示的固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置的剖面图；图中：1-头盖2-面板3-前燃室组件4-燃烧室法兰5-绝热层6-燃烧室壳体7-固体药柱8-扰流板9-后燃室组件10-后封头组件11-喷管堵盖12-喷管固定压板13-喷管组件具体实施方式下面将结合附图和实施例对本专利技术作进一步的详细说明。本专利技术固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，包括头盖1、面板2、前燃室组件3、燃烧室法兰4、绝热层5、燃烧室壳体6、固体药柱7、扰流板8、后燃室组件9、后封头组件10、喷管堵盖11、喷管固定压板12与喷管组件13。前燃室组件3包括前燃室和前燃室绝热层。头盖1、面板2、前燃室组件3、燃烧室法兰4依次连接，通过螺栓紧固并以O形密封圈进行密封，保证发动机工作中对气密性和热防护的要求。燃烧室法兰4通过螺纹与燃烧室连接。燃烧室壳体6和其燃烧室绝热层、发动机装药组成燃烧室组件。燃烧室绝热层设置在燃烧室壳体的内壁面上，发动机装药为单圆孔药形。扰流板8置于燃烧室70％-80％长度处，将药柱分为前后两段，紧贴于燃烧室绝热层壁面和药柱端面放置，扰流板孔径宜取在与药柱通道直径之比为0.5-0.6范围内，扰流板的厚度取10-15mm，扰流板材料采用高温耐烧蚀材料，例如高硅氧。后燃室壳体和后燃室绝热层组成后燃室组件9，燃烧室法兰4、后燃室组件9、后封头组件10依次通过螺栓紧固在一起，并以O形密封圈进行密封。喷管壳体和其内部的喷管绝热层、喷管喉衬组成喷管组件，喷管绝热设置在喷管壳体的内壁面上，喷管喉衬位于喷管绝热层的内部，安装在喷管喉部处。喷管通过其喉部处的圆环结构和喷管固定压板连接，并通过螺钉与后封头组件相连，喷管出口处与喷管堵盖相连。本文档来自技高网...

【技术保护点】
固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，其特征在于，扰流板为单孔圆环，厚度为10‑15mm，孔径与药柱通道直径之比为0.5‑0.6，置于燃烧室70％‑80％长度处，将药柱分为前后两段，紧贴于燃烧室绝热层壁面和药柱端面放置。

【技术特征摘要】
1.固液火箭发动机燃烧室中间扰流装置，其特征在于，扰流板为单孔圆环，厚度为10-15mm，孔径与药柱通道直径之比为0.5-0.6，置于燃烧室70％-80％长度处，将药柱分为前后两段，紧贴于燃烧室绝热层壁面...

【专利技术属性】
技术研发人员：田辉，朱浩，王中烁，张源俊，李承恩，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：北京,11