一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構的製作方法

2023-10-19 18:39:17

一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構的製作方法
【專利摘要】本發明公開了一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，包括發動機頭蓋、藥柱殼體、藥柱絕熱層、端燃藥柱、噴管殼體與噴管絕熱層；所述藥柱殼體前端安裝發動機頭蓋，後端安裝噴管殼體；發動機頭蓋上具有進氣通道；端燃藥柱同軸設置在藥柱殼體內，前端面與發動機頭蓋後端面間具有一定容腔；端燃藥柱上開有多個直徑很小的軸向噴注孔，噴注孔內的氧化劑流速很高，燃燒反應只在端燃藥柱端面處發生；藥柱殼體和發動機頭蓋及噴管殼體的連接處均設置有密封結構，保證了發動機的氣密性；藥柱殼體和噴管殼體內部均設有絕熱層，保證了發動機工作中的熱防護性能。由此，提高了發動機的性能，同時提高了發動機的裝填分數，減小了發動機長細比，擴大了其應用領域。
【專利說明】一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構
【技術領域】
[0001]本發明涉及固液火箭發動機【技術領域】，具體來說，是一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構。
【背景技術】
[0002]與目前廣泛應用的固體或液體火箭發動機相比，固液火箭發動機採用液體氧化劑和固體燃料為推進劑，具有成本低、安全性好、可進行推力調節和多次啟動等優點，是航天推進領域很有發展潛力的一類發動機。
[0003]典型的固液火箭發動機工作時，氧化劑經噴注面板進入發動機的藥柱通道，在藥柱側壁面附近形成火焰層進行燃燒，藥柱屬於側面燃燒。常見的裝藥藥形有圓孔形、星孔、車輪形和多孔形等。對於側面燃燒固液火箭發動機，隨著發動機工作時間的增加，裝藥通道面積和燃料流量不斷發生變化，從而引起氧燃比的變化，導致發動機性能的損失。因此，通過對裝藥藥形和發動機結構的合理設計來提高固液火箭發動機的性能是需要解決的問題。同時，典型的側面燃燒固液火箭發動機通常具有較大的通道面積，裝填分數較低，為提供足夠的燃燒面積，長度較長，長細比較大，使其在應用範圍上受到一定的限制。

【發明內容】

[0004]為了解決上述問題，本發明提出一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，可在發動機工作過程中保持燃燒面積不變，維持氧燃比的恆定，提高發動機性能；同時提高發動機的裝填分數，降低結構質量，減小發動機長細比，擴大發動機應用範圍。
[0005]一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，包括發動機頭蓋、藥柱殼體、藥柱絕熱層、端燃藥柱、噴管殼體與噴管絕熱層。
[0006]所述藥柱殼體前端安裝發動機頭蓋，後端安裝噴管殼體；發動機頭蓋上具有進氣通道，用於氧化劑的供給。噴管殼體用於燃燒產物的膨脹和加速噴出，產生發動機推力。端燃藥柱同軸設置在藥柱殼體內，軸向上具有貫通兩端的噴注孔。端燃藥柱前端面與發動機頭蓋後端面間具有一定容腔，為氧化劑進入端燃藥柱的各個噴注孔進行分流和提供緩衝。
[0007]發動機工作時，氧化劑經端燃藥柱中的噴注孔噴入燃燒室與端燃藥柱進行燃燒，由於噴注孔的直徑很小，使噴注孔內的氧化劑流速很高，使得燃燒火焰無法擴展到噴注孔中，僅在端燃藥柱的後端面發生燃燒。
[0008]本發明的優點在於:
[0009]1、本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，端燃藥柱上開有多個直徑很小的軸向噴注孔，噴注孔內氧化劑流速很高不進行燃燒，燃燒反應只在端燃藥柱端面處發生，端面燃燒的特點使得發動機在工作過程中的燃燒面積和氧燃比保持恆定，發動機能一直工作在最佳氧燃比附近，提高了發動機的比衝和性能；
[0010]2、本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，端燃藥柱上軸向噴注孔的直徑很小，端燃藥柱通道面積小，提高了發動機的裝填分數，減小了發動機體積，降低了發動機結構質量;
[0011]3、本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，由於具有端面燃燒的特點，可以通過增加端燃藥柱直徑來增加燃燒面積，減小了發動機的長度和長細比，擴大了其應用領域；
[0012]4、本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，藥柱殼體和發動機頭蓋及噴管殼體的連接處均設置有密封結構，保證了發動機的氣密性；
[0013]5、本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，藥柱殼體和噴管殼體內部均設有絕熱層，保證了發動機工作中的熱防護性能。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0014]圖1是本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構示意圖；
[0015]圖2是圖1所示的一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構的A-A剖面視圖。
[0016]圖中:
[0017]1-發動機頭蓋2-藥柱殼體3-藥柱絕熱層4-端燃藥柱5-噴管殼體
[0018]6-噴管絕熱層7-密封圈A 8-螺栓組件A 9_密封圈B 10-螺栓組件B
[0019]11-燃燒火焰401-噴注孔
【具體實施方式】
[0020]下面結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。
[0021]本發明軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，包括發動機頭蓋1、藥柱殼體2、藥柱絕熱層3、端燃藥柱4、噴管殼體5、噴管絕熱層6、密封圈A7、螺栓組件A8、密封圈B9、和螺栓組件BlO。
[0022]所述藥柱殼體2為圓筒形結構，前後兩端具有連接法蘭；且藥柱殼體2前端與後端端面上具有周向的密封槽，內部分別設置有密封圈A7和密封圈B9。
[0023]所述發動機頭蓋I前端具有進氣通道，用於氧化劑的供給，氧化劑可選擇02、N20等氣體氧化劑。發動機頭蓋I後端面上周向設計有內外兩層環形凸臺A和環形凸臺B。其中，內層環形凸臺A用來與藥柱殼體2前端內壁配合，實現發動機頭蓋I與藥柱殼體2間的徑向定位，並通過螺栓組件AS將發動機頭蓋I與藥柱殼體2前端法蘭結構相連，使外層環形凸臺B用來與藥柱殼體2前端端面的密封槽配合，將密封圈A7壓緊，實現藥柱殼體2與發動機頭蓋I間的固定與密封。
[0024]所述噴管殼體5為具有前部收斂段與後部擴張段的拉法爾噴管，用於燃燒產物的膨脹和加速噴出，產生發動機推力。噴管殼體5前端還設計有一圓柱段，作為燃燒室，用於氧化劑和端燃藥柱4的熱解產物進行燃燒反應。噴管殼體5前端面周向上具有內外兩個環形凸臺C和環形凸臺D ;其中，內層環形凸臺C用來與藥柱殼體2後端內壁配合，實現噴管殼體5與藥柱殼體2間的徑向定位，並通過螺栓組件BlO將噴管殼體5與藥柱殼體2後端法蘭結構相連，外層環形凸臺D用來與藥柱殼體2後端密封槽配合，將密封圈B9壓緊，實現藥柱殼體2與噴管殼體5間的固定與密封。上述噴管殼體5內壁上粘接有噴管絕熱層6，由耐燒蝕絕熱材料構成，在發動機工作過程中起絕熱作用，使噴管殼體5維持在較低溫度。
[0025]所述端燃藥柱4為圓柱形結構，採用固液火箭發動機常用的燃料製成，如HTPB (端羥基聚丁二烯)基燃料、PE(聚乙烯)和PMMA(聚甲基丙烯酸甲酯)等。端燃藥柱4軸向上具有貫通兩端的噴注孔401 ;噴注孔401在以端燃藥柱4中心為圓心的同心圓周上均勻設置，噴注孔401直徑和數量根據具體的氧化劑流量及發動機尺寸而定，且全部噴注孔401的截面面積之和必須足夠小，使氧化劑流速超過臨界流速，從而發動機只發生端面燃燒；該臨界流速的大小與推進劑組合的選擇有關，需通過試驗確定。上述結構的端燃藥柱4同軸設置在藥柱殼體2內，前後兩端分別通過發動機頭蓋I與噴管殼體5上的內層環形凸臺端面進行限位，實現端燃藥柱4在發動機殼體內部的軸向定位，並使端燃藥柱4前端面與發動機頭蓋I後端面間具有一定容腔，作為氧化劑進入端燃藥柱4的各個噴注孔401進行分流和提供緩衝。端燃藥柱4外壁與藥柱殼體2內壁間安裝有藥柱絕熱層3，由耐燒蝕絕熱材料構成，在發動機工作過程中起絕熱作用，使藥柱殼體2維持在較低的溫度。
[0026]發動機工作時，氧化劑經端燃藥柱4中的噴注孔401噴入燃燒室與端燃藥柱4進行燃燒，由於噴注孔401的直徑很小，使噴注孔401內的氧化劑流速很高，使得燃燒火焰11無法擴展到噴注孔401中，僅在端燃藥柱4的後端面發生燃燒。
【權利要求】
1.一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，其特徵在於:包括發動機頭蓋、藥柱殼體、藥柱絕熱層、端燃藥柱、噴管殼體與噴管絕熱層； 所述藥柱殼體前端安裝發動機頭蓋，後端安裝噴管殼體；發動機頭蓋上具有進氣通道；端燃藥柱同軸設置在藥柱殼體內，前端面與發動機頭蓋後端面間具有一定容腔；端燃藥柱軸向上具有貫通兩端的噴注孔。
2.如權利要求1所述一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，其特徵在於:所述噴管殼體採用拉法爾噴管，且噴管殼體前端還設計有一圓柱段作為燃燒室。
3.如權利要求1所述一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，其特徵在於:所述端燃藥柱外壁與藥柱殼體內壁間安裝有藥柱絕熱層。
4.如權利要求1所述一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，其特徵在於:所述噴管殼體內壁上粘接有噴管絕熱層。
5.如權利要求1所述一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，其特徵在於:噴注孔在以端燃藥柱中心為圓心的同心圓周上均勻設置。
6.如權利要求1所述一種軸向噴注端燃固液火箭發動機結構，其特徵在於:所述藥柱殼體前端與後端端面上具有周向的密封槽，內部分別設置有密封圈A和密封圈B ;發動機頭蓋後端面上周向設計有內外兩層環形凸臺A和環形凸臺B;其中，內層環形凸臺A用來與藥柱殼體前端內壁配合，並通過螺栓組件A將發動機頭蓋與藥柱殼體前端法蘭結構相連，使外層環形凸臺B用來與藥柱殼體前端端面的密封槽配合，將密封圈A壓緊，實現藥柱殼體與發動機頭蓋間的固定與密封；噴管殼體前端面周向上具有內外兩個環形凸臺C和環形凸臺D ;其中，內層環形凸臺C用來與藥柱殼體後端內壁配合，並通過螺栓組件B將噴管殼體與藥柱殼體後端法蘭結構相連，外層環形凸臺D用來與藥柱殼體後端密封槽配合，將密封圈B壓緊，實現藥柱殼體與噴管殼體間的固定與密封。
【文檔編號】F02K9/24GK103967653SQ201410175370
【公開日】2014年8月6日 申請日期:2014年4月28日 優先權日:2014年4月28日
【發明者】田輝, 俞南嘉, 李新田, 蔡國飆 申請人:北京航空航天大學