一种头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机的制作方法

本发明涉及固液火箭发动机技术领域，具体来说，是一种头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机结构。

背景技术：

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。因其独特的物理结构，固液火箭发动机得以克服很多传统的固体火箭发动机和液体火箭发动机难以克服的缺点，拥有了成本较低，安全性好，结构简单，推进剂能量相对较高，易实现推力调节和多次启动等优点。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。提高固液火箭发动机的燃速是固液火箭发动机的发展过程中必须解决的问题。而氧化剂旋流喷注由于在进入发动机燃烧室后，可以提高进入发动机燃烧室的氧化剂流的湍流度，增强发动机气液两相间的掺混，同时压迫固体燃料药柱表面的边界层变薄，从而增强发动机高温燃气与固体燃料药柱之间的传热。氧化剂旋流喷注被认为可以有效提高发动机固体燃料药柱的燃速。

然而，采用传统的氧化剂头部旋流喷注的固液火箭发动机，由于氧化剂在喷注进入发动机燃烧室之后受到摩擦阻力和气流阻力的影响，其旋流强度会逐渐降低，所以只能在固体燃料药柱前段部分提高其燃速，而对固体燃料药柱后段的影响非常小。因此，对于燃烧室和固体燃料药柱长度较长的固液火箭发动机，传统的氧化剂头部旋流喷注方案对发动机固体燃料药柱整体燃速的提高并不明显。

技术实现要素：

为了解决上述问题，本发明中提出了一种头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机结构，可以在发动机整个燃烧室长度范围内保证氧化剂较高的旋流强度，同时结合氧化剂头部直流喷注方式对发动机固体燃料药柱前段的冲刷效应造成的燃料药柱前段高燃速，保证了发动机固体燃料药柱在整个长度范围内可以保持较高的燃速水平，从而显著提高固液火箭发动机的整体燃速。

一种头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机，包括发动机头盖、直流喷注面板、前燃室壳体、药柱、燃烧室壳体、后燃室壳体、发动机后盖与发动机喷管。其中，发动机头盖、直流喷注面板、前燃室壳体、燃烧室壳体、后燃室壳体与发动机后盖，由前至后同轴固定相连。发动机头盖与直流喷注面板间形成氧化剂集液头腔。同时在前燃室壳体与后燃室壳体内壁粘接有绝热层；药柱安装于燃烧室壳体5内；发动机喷管安装于发动机后盖中心通孔内。

所述药柱中段为身部，药柱身部与燃烧室壳体内壁间形成氧化剂身部集液腔；同时药柱身部外壁周向均设有离心喷注通道，将氧化剂身部集液腔与药柱内部通道连通。上述燃烧室壳体的外壁面上，对称位置安装有两个氧化剂接管嘴A；两个氧化剂接管嘴A与氧化剂身部集液腔连通；发动机头盖上安装有氧化剂接管嘴B；氧化剂接管嘴B与氧化剂集液头腔连通；氧化剂接管嘴A与氧化剂接管嘴B均用于连接氧化剂输送系统。

由此，氧化剂通过氧化剂接管嘴A与氧化剂接管嘴B同时进入并分别填充氧化剂身部集液腔和氧化剂集液头腔；在发动机的氧化剂身部集液腔和氧化剂集液头腔填充完成后，氧化剂可以通过药柱上的氧化剂离心喷注通道与直流喷注面板同时喷注进入发动机燃烧室中。其中，由直流喷注面板喷注的氧化剂在进入发动机燃烧室后作直线运动，而由氧化剂离心喷注通道喷注的氧化剂在进入发动机燃烧室后则作离心运动。氧化剂与药柱的热解气体掺混后发生燃烧，之后高温高压燃气通过发动机喷管膨胀并加速喷出，产生反作用推力。

本发明的优点在于：

1、本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机，在发动机的固体燃料药柱身部多个截面设置氧化剂离心喷注孔，可以保证发动机燃烧室整个长度范围内，氧化剂都保持在较高的旋流强度水平上，从而使氧化剂的湍流度始终较强，有效提高发动机固体燃料药柱整体燃速，特别是固体燃料药柱相对靠后部分的燃速；

2、本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机，在采用氧化剂身部多区域离心喷注方式的同时，结合了氧化剂的头部直流喷注，氧化剂的头部直流喷注可以使发动机固体燃料药柱前段，特别是燃料药柱前端面附近的燃速显著提高，有效克服氧化剂多区域离心喷注方式由于氧化剂较难向上游流动而造成的发动机前段固体燃料药柱燃速相对较低的缺点，有利于固体燃料药柱整体燃速的提高和燃速分布均匀性的提高；

3、本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机中，利用固体燃料药柱形状的设计，在固体燃料药柱外侧和发动机燃烧室壳体内侧之间形成了一个氧化剂集液腔，可以保证氧化剂在身部的均匀喷注，同时没有额外增加发动机结构的复杂性，与通用固液火箭发动机的相互替换性好；

4、本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机中，发动机身部氧化剂输送采用两路对称进液的方式，可以有效缩短发动机身部氧化剂集液腔填充时间，保证发动机启动过程中的过渡段时间较短，且过渡段氧化剂的喷注对称性也相对较好。

附图说明

图1为本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机整体结构示意图；

图2为本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机中药柱上离心喷注通道设计方式示意图。

图中：

1-发动机头盖 2-直流喷注面板 3-前燃室壳体

4-药柱 5-燃烧室壳体 6-后燃室壳体

7-发动机后盖 8-发送机喷管 9-氧化剂集液头腔

10-氧化剂身部集液腔 11-氧化剂离心喷注通道 12-氧化剂接管嘴A

13-氧化剂接管嘴B 14-绝热层 15-喷管压盖

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

本发明头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机，包括发动机头盖1、直流喷注面板2、前燃室壳体3、药柱4、燃烧室壳体5、后燃室壳体6、发动机后盖7与发动机喷管8，如图1所示。其中，发动机头盖1、直流喷注面板2、前燃室壳体3、燃烧室壳体5、后然室壳体6与发动机后盖7，由前至后固定相连。发动机头盖1、直流喷注面板2、前燃室壳体3和燃烧室壳体5的前端外缘之间通过长螺栓连接固定，且两两间采用O型密封圈保证气密。发动机后盖7、后燃室壳体6和燃烧室壳体5的后端外缘之间同样采用长螺栓连接固定，且两两间采用O型密封圈保证气密。上述发动机头盖1与直流喷注面板2间形成氧化剂集液头腔9；同时在前燃室壳体3与后燃室壳体6内壁粘接有绝热复合材料做成的绝热层14，以对前燃室壳体3与后燃室壳体6形成良好的热防护效果。

所述药柱4为多区域离心喷注固体燃料，整体为筒状结构，同轴安装于燃烧室壳体5内。药柱4中段为身部，直径小于药柱4两端直径，药柱4两端外壁与燃烧室壳体5内壁贴和，由此使药柱4身部与燃烧室壳体5内壁间形成氧化剂身部集液腔10。同时药柱4身部外壁至少2个截面位置处，沿药柱4身部周向均设有氧化剂离心喷注通道11，将氧化剂身部集液腔10与药柱4内部通道连通，且如图2所示，各个氧化剂离心喷注通道11的轴线均与药柱4内部通道截面相切，实现氧化剂的多区域离心喷注，且通过氧化剂身部集液腔10可保证发动机工作过程当中，各个氧化剂离心喷注通道11的氧化剂喷注流量基本相当，使氧化剂在发动机燃烧室内的喷注较为均匀。

上述燃烧室壳体5的外壁面上，对称位置焊接有两个氧化剂接管嘴A12；两个氧化剂接管嘴A12与氧化剂身部集液腔10连通，用于连接氧化剂输送系统，将氧化剂充入氧化剂身部集液腔10中。在氧化剂身部集液腔10填充完成后，氧化剂通过药柱4上的氧化剂离心喷注通道11进入发动机燃烧室中，在发动机燃烧室内作离心运动并与药柱4的热解气体掺混后参与燃烧。

上述发动机头盖1的中心同轴焊接有氧化剂接管嘴B13；氧化剂接管嘴B13与氧化剂集液头腔9连通，用于连接氧化剂输送系统，将氧化剂充入氧化剂集液头腔9中。在氧化剂集液头腔9填充完成后，氧化剂通过直流喷注面板2上的直流喷注孔喷注进入发动机燃烧室中，与药柱4的热解气体掺混后参与燃烧。

所述发动机喷管8同轴安装于发动机后盖7中心开设的通孔内，通过台肩配合与发动机后盖7定位，并通过发动机喷管8外套的喷管压盖15压紧固定。发动机喷管8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。

在本发明中的头部身部结合多区域离心喷注固液火箭发动机工作时，氧化剂通过氧化剂接管嘴A12与氧化剂接管嘴B13同时进入并分别填充氧化剂身部集液腔10和氧化剂集液头腔9。在发动机的氧化剂身部集液腔10和氧化剂集液头腔9填充完成后，氧化剂可以通过药柱4上的氧化剂离心喷注通道11与直流喷注面板同时喷注进入发动机燃烧室中。其中，由直流喷注面板2喷注的氧化剂在进入发动机燃烧室后作直线运动，而由氧化剂离心喷注通道喷注的氧化剂在进入发动机燃烧室后则作离心运动。氧化剂与药柱4的热解气体掺混后发生燃烧，之后高温高压燃气通过发动机喷管8膨胀并加速喷出，产生反作用推力。