本发明属于提高燃烧效率技术领域，涉及一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法。
背景技术：
近年来越来越的国内外学者又重新对固液混合火箭发动机展开新一轮的研究。与传统的固体或者液体火箭发动机相比，其具有结构简单，操作灵活，多次启动以及成本低廉等优点。然而，固液火箭发动机燃烧模式属于典型的非预混扩散燃烧，所以也就决定了它具备上述优点的同时也存在自身的不足，比如燃料退移速率小，工作过程中氧燃比(氧化剂流量与燃料流量的比值)变化和燃烧效率低等。
由试验和仿真结果可知改变前端喷注器的设计能提高发动机的燃烧稳定性，但较难提高燃料利用率和实现高效燃烧。因此，为实现固液火箭发动机的高效燃烧，必须在后燃室增强推进剂的掺混，提高推进剂的利用率，通常采用的方法是增加扰流装置、二次喷注等方式以及给固体燃料增加金属粒子等。目前，许多学者对高效燃烧技术进行了研究，主要采用的措施是在后燃室或药柱中段增加扰流装置的方式。但由于发动机内部的高温、高压的恶劣环境，扰流装置面临严峻的烧蚀问题，还不能长时间工作。同时，扰流装置将增加发动机的结构质量，使体积分数增加。
随着固液火箭发动机的不断发展，工程上对其燃烧效率要求也越来越高，因此迫切需要一种更加简单有效的方法来提高固液火箭发动机工作效率。
技术实现要素：
为了解决上述问题，基于提高后燃室内燃料蒸汽利用率、增加推进剂接触面积这个出发点，本发明提出一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法。
本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，具体为：在后燃室壳体周向均匀开设贯通后燃室壳体侧壁与后燃室绝热层的后燃室二次喷射通道；。同时在后燃室壳体周向均匀安装二次喷注焊接头；使二次喷注焊接头分别通过二次喷射通道与后燃室壳体内部连通。
上述二次喷射焊接头采用dn4，60度焊嘴，材料采用耐高温钨铜合金制成。二次喷射通道二次喷射通道为8个，开设位置位于后燃室中截面周向上，二次喷射通道轴线垂直于后燃室轴向；同时二次喷射通道喷射一端内径为7mm，二次喷射流量比为0.75。
本发明的优点在于：
1、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，增强氧化剂和燃料气体的掺混，并且保持固定的氧燃比，容易实现精确控制。
2、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，选用气体喷注，容易进行热防护设计；
3、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，特别适合推力调节的应用，同时增加了使用惰性药柱的优势。
4、本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，简单易实现，可延长发动机寿命，适用于长时间工作的发动机。
附图说明
图1为本发明一种在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法的后燃室结构设计图。
图中：
1-燃烧室后法兰2-后燃烧室壳体3-后燃室绝热层
4-后封头壳体5-后封头绝热层6-二次喷射通道
7-二次喷注焊接头
具体实施方案
下面结合附图对本发明专利做进一步说明。
本发明在后燃室提高固液火箭发动机燃烧效率的方法，如图1所示，具体为：
1、后燃室材料选择；
在后燃室中，位于前端的燃烧室后法兰1采用1cr8ni9ti不锈钢，位于中部的后燃室壳体2采用不锈钢；同时壳体内壁铺设的后燃室绝热层3，以及后封头壳体4与后燃室壳体2间镶嵌的后封头绝热层5采用高硅氧；后封头壳体4采用astma572型号钢。
2、设计二次喷射通道6；
在后燃室壳体2周向均匀开设贯通后燃室壳体2侧壁与后燃室绝热层3的后燃室二次喷射通道6；
3、增加二次喷射焊接头7；
二次喷射焊接头7采用dn4，60度焊嘴，材料采用耐高温钨铜合金制成；在后燃室壳体2周向均匀安装二次喷注焊接头7；使二次喷注焊接头7分别通过二次喷射通道6与后燃室壳体2内部连通；二次喷注焊接头7与后燃室壳体2间采用焊接方式实现固定和密封。由此二次喷射液体通过二次喷射通道6压缩后喷入后燃室壳体2内，实现二次喷注。
对于固液火箭发动机，后燃室之前的燃烧是处于富燃状态，较多未参加反应的燃料通过燃气进口进入后燃室内，并通过后燃室出口流经喷管最后喷出，造成燃料的浪费和喷管效率的降低。然而通过在后燃烧室增加二次喷注液体氧化剂，增强了后燃室的扰动，进而增强了燃料与氧气的掺混，同时通过控制二次喷注的氧化剂流量来使氧化剂和燃料维持在最佳氧燃比附近进行燃烧，这样不但节省了燃料，同时也提高了发动机的燃烧效率。
本发明中通过实验和仿真计算，确定了最佳的二次喷注的位置，喷注角度，喷注孔径，喷注孔数与二次喷射流量比，具体如下：
a、在保证火箭发动机前端氧化剂流量为0.4kg/s，氧化剂二次喷注总流量为0.15kg/s前提下，通过对比后燃室三个不同喷射位置(沿着后燃室轴线距离后燃室前端分别为15mm，25mm和35mm)的二次喷射结果，确定喷射位置的改变对燃烧效率影响很小，但考虑到后燃室结构强度，本发明中确定喷射位置为后燃室轴线的中间位置，即在距离后燃室前端25mm处周向开设二次喷射通道。
b、在a中同样的前提条件下，且在二次喷射角度(喷射孔轴线与发动机轴线的角度)30°～150°范围内，当二次喷射通道6以垂直于后燃室轴向方向喷射时(90°附近)能明显提高燃烧效率，燃烧效率从90.92％增加到94.92％，最终设计以垂直于后燃室轴向方向的喷注角度进行二次喷注，即二次喷射通道轴线垂直于后燃室轴向。
c、不同的二次喷射通道6的孔径能够影响发动机工作性能，在二次喷射通道6的孔径从4mm～9mm的6中工况下，燃烧效率先增高后降低，在孔径为7mm处燃烧效率达到最高，最高为94.6868％。所以存在最优喷射孔径为7mm；因此本发明中设计二次喷射通道6具有9mm大内径段，与7mm小内径段；其中大内径段开设与后燃室壳体2壁面上；小内径段开设于后燃室绝热层3上，且外端开设于后燃室壳体2壁面上。
d、不同的二次喷射通道6数量能够影响发动机氧燃比，能够在一定程度上提高固体燃料燃速，在一定程度上提高发动机比冲以及特征速度，但使得发动机比冲效率以及燃烧效率略有降低，在研究的4，6，8，10个二次喷射通道6中，综合以上因素考虑最终确定二次喷射通道6数量为8个。
e、保证发动机头部氧化剂流量为0.4kg/s不变，设计二次喷射流量比(二次喷射总流量与主氧化剂流量之比)为0.25～1，当二次喷注流量比为0.75左右时，推进剂充分反应，燃烧效率达到最高97.66％。故对此特定的发动机结构，最佳二次喷射流量比为0.75。