一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室制造技术

本发明专利技术中公开一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室方案，包括前燃室组件、前段固体燃料药柱、中间腔组件、后段固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件、燃烧室壳体。所述燃料药柱为两段几何外形相同的双孔形药柱，两段药柱旋转30°‑60°的角度装填。在两段药柱之间设置中间腔，使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，中间腔外壁面与发动机燃烧室壳体内壁面粘接。发动机工作时，由于两段药柱旋转装填，氧化剂和燃料在燃烧室内的行程得以延长，同时由于中间腔的存在和后段药柱端面的阻碍作用，氧化剂和燃料可以进行更加充分的混合燃烧，从而有效提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率。

A two hole segmented rotating charge solid rocket motor thrust chamber

Open a hole shaped sectional rotary charge of hybrid rocket engine thrust chamber scheme of the invention, including pre combustion chamber components, a solid fuel propellant, the middle cavity component, after the solid fuel propellant, combustion chamber components, nozzle assembly, combustion chamber shell. The fuel grain into two segments of the same geometrical shape of double - column two column 30 degree rotation angle of 60 loading. An intermediate cavity is arranged between the two sections of the drug cylinder, and the material used is the high silicon oxygen with high ablation resistance, and the outer wall of the middle cavity is bonded with the wall surface of the combustion chamber shell of the engine. When the engine works, the two column rotation loading, oxidizer and fuel in the combustion chamber to prolong the trip, at the same time due to the hindrance of the middle chamber in the presence and after the end of the grain, oxidizer and fuel can be mixed more fully burning, thereby effectively improving the burning rate of solid rocket engine and high combustion efficiency.

【技术实现步骤摘要】
一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室
本专利技术涉及固液火箭发动机
，具体来说，是一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室。
技术介绍
固液火箭发动机是一种采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合的新型火箭推进系统。由于固液发动机的燃料和氧化剂分别贮存，所以其有着不同于固体或液体发动机的独特的特点，拥有了经济性好、安全性好、环保性好、易于推力调节等优点。预期在航天领域，特别是中小型探空火箭、亚轨道飞行器和高空高速巡航飞行器等方面有着广阔的发展前景。但是由于固液火箭发动机的氧化剂和燃料是异相、非预混的，因此其燃烧室内的燃烧是一种典型的扩散燃烧过程，由此造成了固液火箭发动机的固体燃料药柱燃速相对较低的缺点。此外，由于氧化剂和燃料混合程度较差，因此燃烧效率一般比液体和固体火箭发动机都低。提高固液火箭发动机的燃速和燃烧效率是固液火箭发动机的发展过程中必须解决的问题。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决上述问题，提出了一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室。药柱分段旋转装填后，发动机的内流场受到很大的影响，在药柱间的衔接段会产生漩涡，它会延长氧化剂和燃料在燃烧室内的停留时间，增强两者间的掺混，促进燃烧，进而提高了燃料的燃速和发动机的燃烧效率。一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室方案，包括前燃室组件、前段双孔形固体燃料药柱、中间腔组件、后段双孔形固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件和燃烧室壳体。所述的发动机燃烧室壳体中沿径向装填两段相同几何外形的固体燃料药柱，两段药柱旋转30°-60°的角度装填。每段固体燃料药柱上都有两个贯穿的孔，两个孔的位置关系和几何尺寸可以保证在相同的燃速下，燃面退移到中间腔内径边界的时间与两孔烧穿的时间相同。两段药柱之间设置一段中间腔，其使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，经前段药柱而未参与反应的氧化剂和前段药柱热解但未燃烧的燃料可以在中间腔进行较充分的混合燃烧。在发动机燃烧室壳体的前端装配发动机前燃室组件，前燃室组件的作用主要是在此处产生回流，促进液体氧化剂的气化，增强发动机氧化剂和燃料在此处的掺混，从而可以提高发动机前段药柱的燃速和发动机的燃烧稳定性。发动机燃烧室壳体的后端装配发动机后燃室组件，发动机的后燃室主要作用是进一步促进未反应的氧化剂和燃料之间的掺混，提高发动机的燃烧效率。在后燃室组件的后端装配发动机喷管组件。本专利技术的优点在于：(1)本专利技术采用双孔形分段旋转装药形式，两段药柱旋转30°-60°角度装填后，延长了氧化剂和燃料在燃烧室内的行程，可以增大燃料燃速，提高发动机的燃烧效率；(2)本专利技术在两段药柱之间设置中间腔，有利于进一步促进未反应的燃料和氧化剂之间的掺混，提高发动机的燃烧效率；(3)本专利技术采用双孔形分段旋转装药形式，两段药柱旋转30°-60°角度装填后，后段药柱端面对上游燃气具有阻碍作用，可以使上游未充分燃烧的氧化剂和燃料扩散到后段药柱通道中心，充分地进行混合燃烧。这将使后段药柱的燃速升高，发动机的燃烧效率提高；(4)本专利技术中利用双孔形固体燃料药柱形状的设计，装填率较高，在燃烧过程中药柱中间也不易因烧蚀而脱落，并且没有改变发动机燃烧室的外形，与通用固液火箭发动机相互替换性好。附图说明图1是一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室示意图；图2是双孔形药柱几何型面示意图；图3是两段药柱旋转装药示意图。图中：1–前燃室组件2–前段固体燃料药柱3–中间腔组件4–后段固体燃料药柱5–后燃室组件6–喷管组件7–燃烧室壳体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。本专利技术是一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室，如图1、图2所示，包括前燃室组件1、前段固体燃料药柱2、中间腔组件3、后段固体燃料药柱4、后燃室组件5、喷管组件6、燃烧室壳体7。所述固体燃料药柱装填入发动机燃烧室壳体中，中间腔外壁面与发动机燃烧室壳体内壁面通过粘接配合。发动机喷管组件、后燃室组件和燃烧室壳体的后端采用长螺栓连接，并采用O型密封圈保证气密。所述前段固体燃料药柱2和后段固体燃料药柱4为两段几何外形相同的双孔形药柱，两段药柱旋转30°-60°的角度装填，其装药示意图如图3所示(将双孔形药柱的两个孔的圆心相连作一条直线，以前端固体燃料药柱2的连线为基准，后段固体燃料药柱4上的连线需要旋转30°-60°，即说明书附图3中的角度A)，药柱的外壁面与发动机燃烧室壳体7的内壁面通过粘接配合。药柱上两个孔的位置关系和几何尺寸可以保证在相同的燃速下，燃面退移到中间腔3内径边界的时间与两孔烧穿的时间相同。在前段固体燃料药柱2和后段固体燃料药柱4之间设置中间腔3，使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，经前段药柱而未参与反应的氧化剂和前段药柱热解但未燃烧的燃料可以在中间腔进行较充分的混合燃烧。在推力室的前燃室组件1和后燃室组件5处，燃烧室内的燃气温度很高，在其内壁面粘接绝热复合材料做成的绝热层，以对其形成良好的热防护效果。发动机喷管组件6的核心部件为前段收敛、后段扩张的拉瓦尔喷管，可以保证发动机高温燃气的膨胀和加速喷出，以产生较为理想的推力。发动机喷管组件6、后燃室组件5和燃烧室壳体7的后端采用长螺栓连接，并采用O型密封圈保证气密。固液混合火箭发动机工作时，燃烧区放出的热量对固体燃料加温，当固体燃料表面达到一定的温度时，固体燃料就开始气化。液体氧化剂通过喷注器喷入前燃室组件1后，经过雾化和蒸发，并受燃烧区放出热量的影响而气化，然后进入前段固体燃料药柱2中与固体气化燃料进行反应。前燃室组件1的作用主要是在此处产生回流，促进液体氧化剂的气化，增强发动机氧化剂和燃料在此处的掺混，从而可以提高发动机前段药柱的燃速和发动机的燃烧稳定性。经前段固体燃料药柱2而未参与反应的氧化剂和前段固体燃料药柱2热解但未燃烧的燃料进入中间腔3后，可以进行更加充分的混合。后段固体燃料药柱4端面对上游燃气具有阻碍作用，可以使上游未充分燃烧的氧化剂和燃料扩散到后段药柱通道中心，充分地进行混合燃烧。这将使后段固体燃料药柱4的燃速升高，发动机的燃烧效率提高。发动机燃烧室壳体7后端装配发动机后燃室组件5，发动机的后燃室组件5主要作用是进一步促进未反应的氧化剂和燃料之间的掺混，提高发动机的燃烧效率。燃烧之后的高温高压燃气通过发动机喷管组件6中的拉瓦尔喷管膨胀并加速喷出，产生反作用推力。本专利技术利用双孔形固体燃料药柱形状的设计，装填率较高，在燃烧过程中药柱中间也不易因烧蚀而脱落。并且没有改变发动机燃烧室的外形，与通用固液火箭发动机相互替换性好。本专利技术采用双孔形分段旋转装药形式，两段药柱旋转30°-60°角度装填，可以延长氧化剂和燃料在燃烧室内的行程，且后段药柱端面对上游燃气具有阻碍作用，可以使上游未充分燃烧的氧化剂和燃料扩散到后段药柱通道中心，充分地进行混合燃烧，从而增大燃料燃速，提高发动机的燃烧效率。本专利技术在前段固体燃料药柱和后段固体燃料药柱之间设置中间腔，使用的材料为耐烧蚀的高硅氧，经前段药柱而未参与反应的氧化剂和前段药柱热解但未燃烧的燃料可以在中间腔进行较充分的混合燃烧。本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室，包括前燃室组件、前段固体燃料药柱、中间腔组件、后段固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件、燃烧室壳体；前燃室组件和燃烧室壳体的前端采用长螺栓连接，发动机喷管组件、后燃室组件和燃烧室壳体的后端采用长螺栓连接，并采用O型密封圈保证连接处的气密，前端固体燃料药柱、中间腔组件、后端固体燃料药柱均粘接在燃烧室壳体的内壁面上，所有部分均同轴设置；前段固体燃料药柱和后段固体燃料药柱为两段几何外形相同的双孔形药柱，两段药柱旋转30°‑60°的角度装填。

【技术特征摘要】
1.一种双孔形分段旋转装药固液火箭发动机推力室，包括前燃室组件、前段固体燃料药柱、中间腔组件、后段固体燃料药柱、后燃室组件、喷管组件、燃烧室壳体；前燃室组件和燃烧室壳体的前端采用长螺栓连接，发动机喷管组件、后燃室组件和燃烧室壳体的后端采用长螺...

【专利技术属性】
技术研发人员：田辉，朱浩，何凌飞，张源俊，于瑞鹏，
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