双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室及燃烧控制方法与流程

[0001]
本发明属于燃烧过程控制与热管理技术领域，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。


背景技术：

[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。


技术实现要素：

[0004]
本发明旨在针对微型、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]
本发明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]
本发明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。本发明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，本发明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发明作进一步的说明，但不应就此理解为本发明所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本发明技术思路的前提下，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，均包括在本发明的保护范围内。
[0033]
本发明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，本发明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特别明显，当负荷降低时，射流刚性变差导致混合也会变差，因此射流区和混合区变小，另外燃烧火焰会向喷注器方向移动，混合区部分变为燃烧区；随着负荷的增加，射流刚性增大，混合区域向流动区域下游移动，射流区增大。附图1中的射流区、混合区和燃烧区为稳态燃烧条件下的划分方式；
[0039]
(6)卫燃区的设置意在提升发动机开机响应速率。具体地，发动机开机点火瞬间，喷注器出口的流量小、流速低，推进剂在燃烧室中的碰撞位置相对更靠近喷注器出口，混合区往上游移动，卫燃区域的保温效果相对较好，可使推进剂快速达到燃烧着火温度，使发动机的响应时间缩短。当发动机进入稳态工作后，推进剂流速相比开机过程更高，刚性更强，在卫燃区域不会交叉混合，不会有额外的热量产生，因此卫燃区设置对发动机的稳态工作没有影响；
[0040]
(7)滴破碎强化区主要是提高推进剂的混合强度，有利于推进剂的充分燃烧，主要通过对燃烧区传递至流体上游和推进剂碰撞产生的热量进行控制，保证推进剂液滴射流的刚度。具体地，一方面通过特殊加工工艺，使燃烧室内壁壁面更粗糙，增强换热面积，减薄流动边界层，提高传热能力；另一方面，通过对燃烧室壁面的再生冷却换热通道进行合理设计，减小推进剂通流截面，提高其对流换热系数；
[0041]
(8)燃烧室壁面的再生冷却设计，一方面采用顺流换热布置方式，减弱其进出口的温度差，另一方面采用与燃烧区不一样的换热通道，如采用小截面通流面积的管路或采用螺纹管替代；
[0042]
(9)燃烧强化区主要减少或去掉燃烧区域壁面布置的换热通道，保证推进剂混合结束段与燃烧区过渡段的温度水平，使着火迅速进行；
[0043]
(10)燃烧区域壁面的换热方式采用混流布置，具体地，第一推进剂进口为液滴破碎强化区起始位置，顺流换热推进剂出口为液滴破碎强化区的结束位置；逆流换热推进剂
进口为燃烧区结束位置，与顺流换热推进剂出口相连，经过燃烧区域换热的高温推进剂从混合区与燃烧区的交界位置向燃烧区延长约1/5燃烧区域长度的位置附近(对应壁面上的燃烧强化区内)引出，然后进入推进剂控制区；
[0044]
(11)通过推进剂控制区的推进剂按照一定混合比例进入燃烧室中碰撞、破碎、混合升温并着火燃烧，燃烧包括点火、稳定燃烧以及关机三个过程；
[0045]
(12)点火过程的燃烧区域在附图1所示的卫燃区域进行；
[0046]
(13)稳态燃烧过程，推进剂进入燃烧室后燃烧各过程按附图1所示进行；
[0047]
(14)关机过程，喷注器出口的推进剂压力会逐渐下降，喷出的推进剂动量降低，混合区域开始向上游移动，附图中推进剂液滴破碎强化区的换热强度高于燃烧强化区，液滴混合区随着喷注器出口压力的降低而进入液滴破碎混合强化区，使得混合的推进剂温度迅速降低至着火点以下，加速了发动机的关机响应特性。
[0048]
下面以具体的液体第一推进剂和液体第二推进剂为例说明本发明的燃烧控制方法和燃烧室结构设计，以绿色n2o4和甲基肼这两种液体推进剂为例，如附图1所示，其中第一推进剂为甲基肼，第二推进剂为绿色n2o4。
[0049]
甲基肼从推进剂1进口进入，绿色n2o4从推进剂2进口进入，甲基肼通过阀门进入液滴破碎强化区的小管径流道内，具体地，换热通道采用小管径管道并在管道内壁加工上螺纹凹槽，小管径流到以蛇形管形式紧密盘绕在燃烧室壁面中，通过降低该区域推进剂的温度来保证射流液滴的刚度，为液滴充分破碎并均匀混合提供必要条件。
[0050]
甲基肼经过小管径流道温度升高后再次引入大管径流道对燃烧区的高温烟气进行降温，进而保证燃烧室的温度水平相对较均匀，具体地，其换热方式为逆流换热，推进剂进口布置于燃烧室末端，出口设置于燃烧区与混合区之间的位置，冷却通道采用常规光管进行制作，也可在壁面直接加工流道。
[0051]
对高温烟气吸热后的高温甲基肼与绿色n2o4共同进入推进剂控制区域，然后再经喷注器的降压加速后进入燃烧室。
[0052]
进入燃烧室的推进剂液滴在射流区中主要是靠射流本身的动量与周围的介质之间发生相互作用而破碎，液滴之间的直接接触相对较小。
[0053]
随着推进剂的流动，在射流结束区，液滴之间开始发生大量碰撞，细小的液滴进一步破碎，甲基肼液滴与绿色n2o4液滴之间开始混合。
[0054]
进入混合区以后，液滴开始碰撞，细小的液滴进一步破碎，甲基肼液滴与绿色n2o4液滴之间开始混合。
[0055]
射流区下游与混合区域为液滴破碎强化区，通过燃烧室内壁面进行粗糙处理以及强化壁面换热通道的换热强度对燃烧室内温度的控制，保证液滴的射流刚度，进而确保推进剂的充分混合。
[0056]
推进剂在碰撞混合过程温度不断升高，一方面由燃烧区域通过热传导的方式将热量传至该处，另外由液滴碰撞过程动量的不断消耗产生。混合区液体温度的不断上升又促进推进剂的蒸发与传质，混合推进剂分子之间不断发生碰撞产生热量，当产生的热量使混合气体温度上升至甲基肼与绿色n2o4反应的着火点后开始燃烧。
[0057]
燃烧过程分为点火过程、稳态燃烧过程和关机过程，具体地，发动机开始点火时推进剂流动速度相对较低，喷注器出口的液滴动量较小，射流区较短，混合区向喷注器出口移
动导致着火点向喷注器出口靠近，通过设计保证推进剂的混合在卫燃区进行，保证推进剂的快速着火，提升发动机的开机响应特性，随着喷注器出口推进剂的压力的提高，推进剂射流动量提高，其着火点逐渐后移动，直至稳定到如图所示的燃烧区域。
[0058]
发动机稳定燃烧过程，通过布置的大管径逆流换热保证燃烧区域处于较为均匀的温度区域，降低了燃烧区域的温度梯度，提高了燃烧强度，有利于火焰的稳定。
[0059]
发动机的关机是通过电磁阀的关闭来实现，高压推进剂会在残余压力和惯性作用下继续向喷注器外流动，当电磁阀关闭时，着火点会向喷注器出口位置移动，通过设计确保着火点快速进入液滴破碎强化区域，使火焰温度快速下降熄火，提高系统的关机延迟。
[0060]
本发明基于减弱燃烧过程传热与传质的耦合过程，将推进剂碰撞所产生的热量、燃烧区传递至混合区的热量与推进剂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，降低碰撞区域所产生的热量、强化机械混合实现液体燃料燃烧过程的分步强化，尤其适用于推进剂沸点差异较大的情况。