专利名称：燃喷器的制作方法
技术领域：
本发明涉及热力工程技术、流体力学、燃烧技术等；技术背景:现有的喇叭口形状的火箭喷嘴，是一个喷燃器(先喷后燃)，火焰在喷口前方燃烧，超出喇叭口后，燃烧气体在喷焰径向方向上的膨胀能量，喇叭口无法收集；离喇叭口稍远的轴向方向上的膨胀能量，传递到喇叭口也剩余不多；喇叭口形状的喷口还无法实现超高压燃烧:提高助燃剂、燃剂的喷入压力，火焰中心就向远离喇叭口的方向移动，膨胀能量更多地散失；缩小喇叭口，直接就损失推力压强的受力面积，燃烧压力只是稍有提高，不能补回推力受力面积减少造成的损失，而更大的可能是直接吹灭火焰。此种喷燃器的燃烧压力决定于燃料的化学反应的速度，设计结构对之无可奈何，受喷嘴材料耐热辐射极限的限制，也不容许高压燃烧，更不能把喷嘴做的更长。见图1。喷气发动机的燃烧室、涡轮材料的耐热辐射极限也不高，也不容许更大压缩比(因而可以有更高的效率和更强的功能)的超高压燃烧。发明内容:燃喷器(先燃后喷)的主体只是一个壳(图2)，壳内包括燃烧腔(燃剂喷嘴2所在的主腔)、碟环形腔(助燃剂喷嘴1，点火燃剂喷嘴3所在的环形腔)、喷口(右端的开口)、助燃剂燃剂喷嘴等，壳外包括冷却翅叶、支承结构、助燃剂燃剂供应系统(未画出)等。助燃剂从碟环形腔直径大的位置切向进入(图4)，以获得较大的转动惯量，经过喷口的冷却环隙(图2中碟环形腔到燃烧腔的通道，可以是环缝也可以是孔排、通道)，旋转进入燃烧腔，旋转的助燃剂流在离心力和流道指向双重作用下贴壁向燃烧腔中后端(图中的左端方向)螺旋状移动，接近后端向压力低的中心折返，而不是直接弯向喷口。启动时，助燃剂小剂量喷入，点火燃剂喷嘴(图2中3)喷入点火燃剂，经过冷却环隙与助燃剂混合，被环隙出口处的点火器(图2中4)点燃，点火火焰向后端移动，受阻后折返向喷口，从喷口喷出。加大助燃剂喷入量，同时燃剂喷口开始喷入燃剂，形成点火燃剂与燃剂双口供应燃剂的共时燃烧阶段。之后，切断点火燃剂的供应，燃剂喷口的位置就能决定燃烧中心的位置，让燃烧中心的位置屏挡在喷口前，就能保证只有燃烧完全的最高温的燃气，从喷口喷出。此燃烧与现有燃烧的不同还在于，首先，助燃剂燃剂直至混合流体和火焰流体，都在或有环形流动，相当于火焰被卷折，燃烧线程长；其次，燃烧物量增加，在喷口的流量的限制下，燃烧压力可以提高并可以很高，燃烧中心移动不大，可以实现超高压燃烧，获得超高压喷射，包控它的壳不是太大；再者，燃烧的辐射预热助燃剂燃剂及其混合气流，热辐射从离心力力场的环流中，蒸发出高能级粒子首先参与燃烧，能极低的粒子比重大，继续贴壁向后端环燃心旋动，最后才参与燃烧，不仅燃烧完全，还提升燃烧的化学反应速度。超高温流体经过喷口，依然会对喷口材料的耐热提出要求，但这个耐热要求的强度比较低，热气流只是侧面经过而不是正压壳壁，还可以采取相应措施:本发明除了设计用全部的助燃剂从流道外冷却喷口，还设计了混流通道(图2中5)，沿喷口流道壁面，混流低温的助燃剂。
本发明的创新，一是将燃烧中心，用旋流包围，壳壁距离燃烧中心区远且隔垫着时时换新的助燃剂环流或混合剂环流，热辐射先照热作为冷却剂的燃烧物，然后才传到壳体，燃烧中心被容许的温度远远高过壳体材料的许用温度；二是到燃烧完全，燃气才喷出喷口，在整个过程中，气体压力减少不多，体积不被释放，且燃烧压力可以很高，壳壁虽然包裹了整个火焰，但并不意味着壳体体积需要很大；再者，燃烧完成在喷口喷出之前，此时喷射的热功效率，是一个气体喷流做工的问题，而不是至今令学界头疼的复杂的热机循环的问题。合理预计，热机形成热机的热功转换效率应该很高，高到可以接近热机的理论热效率。燃喷器除了用于直线推进，也可装在旋转臂上将推进动力转换成旋转动力，替代受材料耐热极限限制的涡轮装置。燃喷器直接形成容压燃喷发动机(图7)。在压气机(可以是任何形式的压气机)与燃喷器之间，压缩气体的最后一级压缩，采用容积式压气机压缩。最后一级压缩，需要的工作排量不大，之前还可安排冷却和储备，将压缩排气安排在上止点附近，出气压力可以遇阻陡升，此时驱动阻力只有较少增加，但燃烧压力因而可以与等容燃烧的容积式发动机相似，让容积压缩支承燃烧升压(等容燃烧，图8，升压粗线线段)而不是让燃烧压力保持在压气机出口的压力之下(等压燃烧)。图7中，圈内的小圈表示沿周向布置的燃喷器，用于作为压气机的驱动动力，倾斜布置或者可动布置，可以改变分配给压气机驱动力的比重。工作用的燃喷器，可以装在旋转的主轴上(图7中圈内的右边开口的椭圆)，可以用从压气机引出压缩气体，安装在需要的任何位置。最后一级压缩采用容积压缩，得到容积压缩的高压力这个容积发动机的优点；用燃喷器燃烧喷射做工，在燃烧效率最强力的高压区域的膨胀做功，不被容积发动机固有的上止点传动的超低效率冲消，避免了容积发动机的致命缺陷。这个有着火箭推力的高效大功率发动机，将终结喷气机时代。燃喷器亦可直接形成高压火箭发动机。液体燃料升压容易，燃喷器高效因而可以少携带燃料。容壳包控的火焰，并不是火箭尾端全部的火焰，燃烧在可见尾焰的前1/N就已完成，图1中粗黑虚线以右的发亮的气团并不说明它们在继续燃烧，而是它们的温度还没降到不再发出可见光的温度线下，火焰燃喷器对燃烧还有充分的预热混合，再主要靠高压压缩，需要容控的体积，比直观想象的体积，小很多，不致成为实施障碍。喷气发动机的全程燃烧，就在并不大的燃烧室内，比喷气发动机燃烧室内压力大很多倍的燃喷器壳体，在等功率下，比喷气发动机的燃烧室，小。
:图1，是现有的喇叭形火箭发动机的喷口(喷燃器)火焰样式；图2，是燃喷器的结构示意图，其中，标记I (图中的圈)是进气口，2是燃料进口，3是点火燃料进口，4是点火器；图3，是气流、混合气流和燃烧区域示意图，燃烧中心在燃烧腔(壳体中间的大容腔)的中部，喷口(图中的右部开口)的前部。图4是进气口形式示意图；图5是燃料进口形式示意图；图6是小通孔；图7是容压燃喷发动机；
图8是容压燃喷发动机循环的P-V图。
权利要求
1.一种燃喷器，其主体是一个壳体，壳内包括燃烧腔、碟环形腔、喷口、助燃剂燃剂喷嘴等，壳外包括冷却翅叶、支承结构、助燃剂燃剂供应系统等，其特征在于，其用流道和腔壳，限制燃烧物剂旋转，燃烧的高温中心，在壳体的空间中心附近，高温中心与壳体之间间隔旋转流剂层；
2.权利要求1所述的燃喷器，其特征还在于，其有一个碟环形腔，助燃剂从碟环直径较大的位置进入；
3.权利要求1或者2所述的燃喷器，其特征还在于，助燃剂从冷却喷口位置进入燃烧腔；
4.权利要求1或2或3所述的燃喷器，其特征还在于，喷口有让部分助燃剂直接进入喷口混流的通道；
5.权利要求1或2或3或4所述的燃喷器，其特征还在于，其用单独设立的点火燃剂喷嘴；
6.权利要求1或2或3或4或5所述的燃喷器，其特征还在于，给其提供助燃剂燃剂压力的最后一级压缩，是用容积式压气机压缩。
全文摘要
一种燃喷器，其主体是一个壳体，壳内包括燃烧腔、碟环形腔、喷口、助燃剂燃剂喷嘴等，壳外包括冷却翅叶、支承结构、助燃剂燃剂供应系统等，其特征在于，其用流道和腔壳，限制燃烧物剂旋转，燃烧的高温中心，在旋转的空间中心附近。
文档编号F02K9/42GK103161609SQ20111042607
公开日2013年6月19日 申请日期2011年12月8日 优先权日2011年12月8日
发明者郑洪柱 申请人:郑洪柱