双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室及燃烧控制方法技术

本发明专利技术公开了一种双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室及燃烧控制方法，采用沸点不同的第一推进剂和第二推进剂，且第一推进剂的沸点高于第二推进剂的沸点，从发动机头部到喷口方向将燃烧室壁面划分为卫燃区、液滴破碎强化区和燃烧强化区三个部分，第一推进剂在位于燃烧室内、外壁面间的不同换热通道内进行换热，然后与第二推进剂一同进入推进剂控制区域，最终按比例进入燃烧室中，依次通过射流区、混合区和燃烧区。本发明专利技术将推进剂碰撞所产生的热量、燃烧区高温火焰传递至混合区的热量与推进剂的混合过程在时间维度上进行最大限度分离，通过优化发动机系统的热管理以及加强系统再设计提升了发动机的整体性能，降低碰撞区域的温度、强化液滴之间的机械混合进而实现分步强化液体燃料燃烧过程。液体燃料燃烧过程。液体燃料燃烧过程。

【技术实现步骤摘要】
双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室及燃烧控制方法


[0001]本专利技术属于燃烧过程控制与热管理
，尤其涉及一种双组元液体推进剂发动机燃烧室和燃烧快速自适应控制方法。

技术介绍

[0002]火箭发动机燃烧室中液体燃料和液体氧化剂的燃烧反应过程，尤其是微型、小尺度空间燃烧室中的燃烧，其燃烧效率相比大尺度空间中的燃烧效率更低，主要是因为狭窄空间中推进剂的行程有限，液滴的破碎与混合不充分，着火前小尺度空间不利于液体推进剂之间的充分混合；另外，燃烧过程建立以后，随着温度的升高，大量的燃烧热会促使喷注器出口至着火点之间射流过程的低沸点推进剂先于高沸点推进剂蒸发，降低了推进剂的射流刚度，使得推进剂之间的传质混合变差，燃烧效率降低。
[0003]将大型液体火箭发动机的设计标准与方法应用在小型发动机上，可能会使发动机燃烧波动，导致工作过程的不稳定；另外燃烧室内部传热的强化还会导致着火点的提前，使得喷注器温度升高，加剧系统燃烧的不稳定性。在姿控系统中，要确保飞行器的精确动作，发动机的快速响应特性是关键，该过程一般通过电磁阀的开关来实现，但过高的响应指标对电磁阀提出了更为苛刻的要求，给阀门的设计带来较大的难度。

技术实现思路

[0004]本专利技术旨在针对微型、小尺度空间燃烧室中的燃烧，提出一种双组元液体推进剂的快速自适应燃烧控制方法和相应的燃烧室，实现下述目标：
[0005]1)在特定燃烧阶段弱化传热与传质的耦合程度，降低推进剂液滴碰撞初期的温度水平，强化推进剂液滴的机械混合强度；
[0006]2)缩小、稳定燃烧室中的燃烧区，提高推进剂的燃烧效率；
[0007]3)减弱发动机稳态工作过程中的热反浸，提高推进剂燃烧强度；
[0008]4)减小发动机开、关机响应时间，提升发动机工作过程的动态响应特性。
[0009]本专利技术采用的技术方案如下：
[0010]双组元液体推进剂火箭发动机的燃烧室燃烧控制方法，包括，
[0011]采用沸点不同的第一推进剂和第二推进剂，且第一推进剂的沸点高于第二推进剂的沸点；
[0012]建立推进剂控制区，用于按比例向燃烧室喷注第一推进剂和第二推进剂，其中，第一推进剂流经燃烧室壁面中不同形式的换热通道并进行热交换后进入推进剂控制区，第二推进剂直接进入推进剂控制区。需要说明的是，这里的燃烧室壁面中是指位于燃烧室内壁面和外壁面之间。
[0013]进一步，所述燃烧室壁面中不同形式的换热通道包括第一换热通道和第二换热通道，且第一换热通道和第二换热通道的换热方式、通道截面积或通道表面形式不同，第一换热通道和第二换热通道之间的壁面中无对流换热通道。
[0014]进一步，所述第一换热通道的换热方式为顺流换热，第二换热通道的换热方式为逆流换热。
[0015]进一步，所述第一推进剂为甲基肼，所述第二推进剂为绿色N2O4。
[0016]双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室，包括燃烧室壁面，燃烧室出口端为高温烟气膨胀区，进入燃烧室的推进剂包括沸点不同的第一推进剂和第二推进剂，且第一推进剂的沸点高于第二推进剂的沸点；
[0017]所述燃烧室壁面沿着从发动机头部到喷口方向依次划分为卫燃区、液滴破碎强化区和燃烧强化区；
[0018]所述卫燃区对应的燃烧室壁面内表面设置有高热阻卫燃带；
[0019]所述液滴破碎强化区对应的燃烧室壁面内表面为粗糙壁面；
[0020]所述液滴破碎强化区对应的燃烧室壁面中设置有第一换热通道；
[0021]所述燃烧强化区对应的燃烧室壁面中无换热通道；
[0022]所述燃烧强化区与高温烟气膨胀区之间的燃烧室壁面中设置有第二换热通道；
[0023]其中，第一换热通道的入口端与第一推进剂进口端相连，第一换热通道的出口端与第二换热通道的入口端连通，第二换热通道的出口端与推进剂喷注器相连，推进剂喷注器位于卫燃区入口处。
[0024]进一步，所述第一换热通道为换热管或者燃烧室壁面中的流道，所述第二换热通道为换热管或者燃烧室壁面中的流道。
[0025]进一步，当第一换热通道和第二换热通道为换热管时，第一换热通道为内壁表面带有螺纹槽的换热管，第二换热通道为内壁表面为光面的换热管。
[0026]根据权利要求所述的双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室，其特征在于：所述第一换热通道的截面积小于第二换热通道的截面积。
[0027]进一步，所述第一换热通道的入口端位于液滴破碎强化区的起始位置，第一换热通道的出口端位于液滴破碎强化区的结束位置，第二换热通道的入口端紧邻高温烟气膨胀区起始位置。
[0028]进一步，所述第二换热通道的出口端位于燃烧强化区与高温烟气膨胀区之间且靠近燃烧强化区一侧。
[0029]本专利技术的第一推进剂在位于燃烧室内、外壁面间的不同换热通道内进行换热，然后与第二推进剂一同进入推进剂控制区域，最终按比例进入燃烧室中，依次通过射流区、混合区和燃烧区。本专利技术将推进剂碰撞所产生的热量、燃烧区高温火焰传递至混合区的热量与推进剂的混合过程在时间维度上进行最大限度分离，通过优化发动机系统的热管理以及加强系统再设计提升了发动机的整体性能，降低碰撞区域的温度、强化液滴之间的机械混合进而实现分步强化液体燃料燃烧过程。
[0030]与现有技术相比，本专利技术的双组元液体推进剂的快速自适应燃烧控制方法及燃烧室采用分步强化液体燃料燃烧过程的思路，从控制燃烧方面提升了发动机的开、关机动态响应特性，降低了发动机工作响应快速性对电磁阀性能的依赖程度，增强了高速阀门在工作中的可靠性，减弱发动机的热反浸，提高发动机燃烧强度，保证了推进剂燃烧过程的稳定，有利于系统功能的最大化。
附图说明
[0031]图1为双组元流体火箭发动机燃烧室结构及推进剂燃烧过程示意图。
具体实施方式
[0032]下面结合附图和具体实施例对本专利技术作进一步的说明，但不应就此理解为本专利技术所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本专利技术技术思路的前提下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本专利技术的保护范围内。
[0033]本专利技术的双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室及燃烧控制方法具备以下特点：
[0034](1)燃烧系统中液体第一推进剂的沸点大于液体第二推进剂的沸点；
[0035](2)如图1所示，本专利技术的燃烧系统主要包括推进剂控制区、壁面热管理区和降低推进剂燃烧过程初期的传热与传质耦合的燃烧室内燃烧区；
[0036](3)推进剂控制区是对高温液体第一推进剂和液体第二推进剂进行调配的装置，保证推进剂按照一定比例进入燃烧室；
[0037](4)壁面热管理区，从发动机头部到喷口方向可将燃烧室壁面划分为卫燃区、液滴破碎强化区和燃烧强化区三个部分；
[0038](5)燃烧室内燃烧区，按推进剂在燃烧室内部流动过程可将燃烧室划分为射流区、混合区和燃烧区，三个区域相互之间会有一定的交叉，没有严格的界限，尤其是变负荷条件下表现本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.双组元液体推进剂火箭发动机的燃烧室燃烧控制方法，其特征在于：包括，采用沸点不同的第一推进剂和第二推进剂，且第一推进剂的沸点高于第二推进剂的沸点；建立推进剂控制区，用于按比例向燃烧室喷注第一推进剂和第二推进剂，其中，第一推进剂流经燃烧室壁面中不同形式的换热通道并进行热交换后进入推进剂控制区，第二推进剂直接进入推进剂控制区。2.根据权利要求1所述的双组元液体推进剂火箭发动机的燃烧室燃烧控制方法，其特征在于：所述燃烧室壁面中不同形式的换热通道包括第一换热通道和第二换热通道，且第一换热通道和第二换热通道的换热方式、通道截面积或通道表面形式不同，第一换热通道和第二换热通道之间的壁面中无对流换热通道。3.根据权利要求2所述的双组元液体推进剂火箭发动机的燃烧室燃烧控制方法，其特征在于：所述第一换热通道的换热方式为顺流换热，第二换热通道的换热方式为逆流换热。4.根据权利要求1所述的双组元液体推进剂火箭发动机的燃烧室燃烧控制方法，其特征在于：所述第一推进剂为甲基肼，所述第二推进剂为绿色N2O4。5.双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室，包括燃烧室壁面，燃烧室出口端为高温烟气膨胀区，其特征在于：进入燃烧室的推进剂包括沸点不同的第一推进剂和第二推进剂，且第一推进剂的沸点高于第二推进剂的沸点；所述燃烧室壁面沿着从发动机头部到喷口方向依次划分为卫燃区、液滴破碎强化区和燃烧强化区；所述卫燃区对应的燃烧室壁面内表面设置有高热阻卫燃带；所述液滴破碎强化区对...

【专利技术属性】
技术研发人员：刘显伟，张鹏，杨志松，令狐荣波，周永涛，
申请(专利权)人：贵州航天朝阳科技有限责任公司，
类型：发明
国别省市：