一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法与流程

本发明涉及过氧化氢推力室，具体涉及一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法。

背景技术：

1、在航天发动机领域中，过氧化氢/煤油发动机具有无毒、可贮存、密度比冲高、冷却性能好等突出优点，采用无毒推进剂的液体火箭发动机已经成为航天推进的重要趋势。

2、传统研制的过氧化氢推力室多采用全流量催化点火技术，即推力室内的所有过氧化氢先经催化剂床分解，分解后的燃气进入燃烧室与液态煤油点火燃烧。由于需要分解的过氧化氢流量较大，则导致催化剂床的结构尺寸大而笨重，或者导致过于依赖高温催化剂床的催化水平，但是高浓度的过氧化氢催化剂和耐高温催化剂研制难度大，成本高，而且催化剂床的载荷、寿命、床流阻均较低。对于大推力发动机采用全流量催化点火则使得催化剂床结构尺寸更为庞大、对外辐射热较大且催化剂能力不足，因此解决催化分解能力不足、结构尺寸大、对外辐射热较大、成本高也是现亟需解决的难题。

技术实现思路

1、本发明为了解决催化剂床的结构尺寸大、催化分解能力不足、对外辐射热较大且成本高的技术问题，提供了一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法，其原理如下：

2、在推力室上将过氧化氢分流，使其仅一部分小流量的过氧化氢进行一次催化分解，形成高温分解燃气进入燃烧室内，另一部分大流量的过氧化氢直接进入燃烧室内与高温分解燃气接触进行二次高温分解，两次分解后的燃气掺混，利用掺混后的混合燃气与液态碳氢燃料自发点火，维持燃烧。

3、为了达到上述目的，本发明提供了一种复合分解过氧化氢补燃推力室，其特殊之处在于：包括燃烧室、与燃烧室头部依次同轴连接的燃料喷注室、催化分解室，以及设置在催化分解室头部的端盖；

4、所述燃烧室包括同轴套装的第一外壳体和第一内壳体；所述第一外壳体和第一内壳体之间形成冷却通道；所述第一外壳体上靠近其尾部设置有过氧化氢入口，用于填充过氧化氢；

5、所述燃料喷注室包括同轴套装的第二外壳体和第二内壳体；所述第二外壳体和第二内壳体分别与第一外壳体和第一内壳体同轴连接；所述第二外壳体和第二内壳体之间绕其周向分布有多个与冷却通道连通的第一过氧化氢通道；所述第二外壳体和第二内壳体上还分别设有多个相互对应的径向燃料入口；所述径向燃料入口设置在两个相邻的第一过氧化氢通道之间，使得径向燃料入口与第一过氧化氢通道阻断；所述第二内壳体上绕其周向还设有多个朝向催化分解室的过氧化氢二次喷孔；多个所述过氧化氢二次喷孔与各个第一过氧化氢通道相通；

6、所述催化分解室包括第三外壳体和设置于第三外壳体内的催化剂床；所述第三外壳体与第二外壳体同轴连接；所述催化剂床与第二内壳体同轴连接；所述第三外壳体分别与催化剂床及所述端盖之间形成第二过氧化氢通道；所述第二过氧化氢通道与多个第一过氧化氢通道连通。

7、进一步地，所述催化剂床包括同轴设置于第三外壳体内的第三内壳体、同轴设置在第三内壳体两端的圆形喷注板、堆叠设置在两个喷注板之间及第三内壳体内的多个网片；所述网片上镀有催化剂；所述第三内壳体与第二内壳体同轴连接。

8、进一步地，所述过氧化氢二次喷孔的轴线与催化剂床的轴线夹角为45°；

9、从所述第一过氧化氢通道进入第二过氧化氢通道的过氧化氢流量为过氧化氢总流量的30％～40％。

10、进一步地，所述第二内壳体的外壁上绕其周向设有环形集液凹槽；

11、所述集液凹槽分别与多个过氧化氢二次喷孔以及多个第一过氧化氢通道连通。

12、进一步地，所述集液凹槽靠近催化剂床的侧壁为锥形结构，且该锥形结构的大端靠近催化剂床设置；所述过氧化氢二次喷孔沿圆周均匀设置在所述锥形结构上。

13、进一步地，多个所述径向燃料入口设置在第二外壳体和第二内壳体的同一径向截面上，且径向燃料入口的中心线与第二内壳体的出口所在面的垂直距离lh是第二内壳体内径dg的0.25～0.3倍，所述出口位于第二内壳体靠近第一内壳体的一端。

14、进一步地，所述第一外壳体和第一内壳体之间的冷却通道为多个间隔分布的螺旋通道；

15、所述第二外壳体和第二内壳体为一体化设置。

16、进一步地，所述第二外壳体的径向燃料入口外设有燃料集合器；

17、所述第一外壳体的过氧化氢入口外设有过氧化氢集合器。

18、本发明还提供了一种发动机，其特殊之处在于：包括上述的复合分解过氧化氢补燃推力室。

19、本发明还提供了一种发动机的点火方法，基于上述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特殊之处在于，包括以下步骤：

20、步骤1、通过第一外壳体上的过氧化氢入口向第一外壳体和第一内壳体之间的冷却通道内填充过氧化氢，过氧化氢经所述冷却通道流向第二外壳体和第二内壳体之间的第一过氧化氢通道，同时对燃烧室进行冷却；

21、步骤2、过氧化氢经第一过氧化氢通道之后，一部分流向第二过氧化氢通道，后经过催化剂床催化产生热量和氧气进入第二内壳体内，另一部分经过氧化氢二次喷孔逆流喷入第二内壳体内，并在所述热量作用下继续分解出氧气，进一步产生热量；

22、步骤3、通过第二外壳体和第二内壳体上的径向燃料入口向第二内壳体内注入碳氢燃料，碳氢燃料与所述氧气混合，在高温作用下自发点火，并进入燃烧室继续燃烧，实现发动机点火。

23、本发明的有益效果：

24、1、本发明提供的推力室将过氧化氢在燃料喷注室处分为两部分，一部分进入催化剂床分解为高温燃气，另一部分进入燃料喷注室内部，在高温燃气中进行热蒸发和热分解形成混合燃气后与碳氢燃料点火燃烧，这样降低了催化分解室内的过氧化氢流量，进而大大减小了催化剂床结构尺寸，降低了催化剂床的重量及成本，且减小了推力室的热损失，提高了燃烧性能，可用于过氧化氢大推力高压双组元发动机。

25、2、本发明的推力室通过30％～40％，即一小部分过氧化氢催化分解产生热量，将其他大部分的过氧化氢的温度提高，使其或蒸发或热分解，进而使得燃烧室内的建压更高一些，碳氢燃料的点火则更加顺利，降低了大流量液态过氧化氢和液态碳氢燃料同时喷入燃烧室内的点火压力峰。

26、3、本发明在绕第二内壳体周向设置了多个朝向催化分解室的过氧化氢二次喷孔，且过氧化氢二次喷孔的轴线与催化剂床的轴线夹角为45°；采用该技术方案的情况下，可以使过氧化氢均匀地喷入到分解燃气中。

27、4、本发明在第二外壳体和第二内壳体上还分别设有相互对应的径向燃料入口，即径向燃料入口与推力室轴线垂直，这样，燃料可以沿多个径向燃料入口垂直喷入燃料喷注室和催化分解室内的主气流中，高速气流下获得最大的剪切作用提高了燃料雾化性能，利于燃料与主气流充分混合，有效燃烧。

28、5、本发明中径向燃料入口的中心线与第二内壳体的出口所在面的垂直距离lh是第二内壳体内径dg的0.25～0.3倍，这样可以提高液体燃料的穿透性及掺混率，增大了液体燃料和过氧化氢分解气体之间的混合效率。

技术特征：

1.一种复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：包括燃烧室(1)、与燃烧室(1)头部依次同轴连接的燃料喷注室(2)、催化分解室(3)，以及设置在催化分解室(3)头部的端盖(4)；

2.根据权利要求1所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：所述催化剂床(32)包括同轴设置于第三外壳体(31)内的第三内壳体(34)、同轴设置在第三内壳体(34)两端的圆形喷注板(35)、堆叠设置在两个喷注板(35)之间及第三内壳体(34)内的多个网片；所述网片上镀有催化剂；所述第三内壳体(34)与第二内壳体(22)同轴连接。

3.根据权利要求1或2所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：所述过氧化氢二次喷孔(25)的轴线与催化剂床(32)的轴线夹角为45°；

4.根据权利要求3所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：所述第二内壳体(22)的外壁上绕其周向设有环形集液凹槽(26)；

5.根据权利要求4所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：所述集液凹槽(26)靠近催化剂床(32)的侧壁为锥形结构，且该锥形结构的大端靠近催化剂床(32)设置；所述过氧化氢二次喷孔(25)沿圆周均匀设置在所述锥形结构上。

6.根据权利要求5所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：多个所述径向燃料入口(24)设置在第二外壳体(21)和第二内壳体(22)的同一径向截面上，且径向燃料入口(24)的中心线与第二内壳体(22)的出口所在面的垂直距离lh是第二内壳体(22)内径dg的0.25～0.3倍，所述出口位于第二内壳体(22)靠近第一内壳体(12)的一端。

7.根据权利要求6所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：所述第一外壳体(11)和第一内壳体(12)之间的冷却通道(13)为多个均匀分布的螺旋通道；

8.根据权利要求7所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于：所述第二外壳体(21)的径向燃料入口(24)外设有燃料集合器(27)；

9.一种发动机，其特征在于：包括权利要求1-8任一所述的复合分解过氧化氢补燃推力室。

10.一种发动机的点火方法，基于权利要求1-8任一所述的复合分解过氧化氢补燃推力室，其特征在于，包括以下步骤：

技术总结
本发明公开了一种复合分解过氧化氢补燃推力室、发动机及点火方法，为了解决催化剂床的结构尺寸大、催化分解能力不足、对外辐射热较大且成本高的技术问题。具体包括燃烧室、与燃烧室头部依次同轴连接的燃料喷注室、催化分解室，以及设置在催化分解室头部的端盖。本发明将过氧化氢在燃料喷注室处分为两部分，一部分进入催化剂床分解为高温燃气，另一部分进入燃料喷注室内部，在高温燃气中进行热蒸发和热分解形成混合燃气后与碳氢燃料点火燃烧，这样降低了催化分解室内的过氧化氢流量，减小了催化剂床结构尺寸，降低了催化剂床的重量及成本，且减小了推力室的热损失，提高了燃烧性能，可用于过氧化氢大推力高压双组元发动机。

技术研发人员：凌前程,李龙飞,卞香港,李光熙,王化余,宋大亮
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/15