全流量再生冷却的固液火箭发动机

本申请涉及航空航天，尤其是涉及一种全流量再生冷却的固液火箭发动机。

背景技术：

1、固液火箭发动机典型结构采用固体燃料与液体氧化剂组合，燃烧过程发生在固体燃料表面，相比传统的固体和液体火箭发动机，常常工作在氧燃比大于恰当比的状态，导致其燃气不仅具有高温高压，还不可避免地携带强氧化性，对喷管隔热性能要求更加严格，烧蚀也更加严重。

2、现有的主流技术方案采用被动热防护形式的喷管，通过钨渗铜、无氧铜等材料的大比容热，以热沉方式进行热防护，或以碳纤维编织结构，加长喷管轴向厚度承担烧蚀损失，降低喷管烧蚀对发动机性能的影响。

3、然而，现有的结构存在以下缺陷(1)喷管的工作标准之一是外壁面温度低于100摄氏度，传统的固液火箭发动机采取被动热防护形式，工作时喷管被持续加热，外壁面温度持续升高，难以满足工作标准，无法长时间使用。(2)传统固液火箭发动机喷管烧蚀会导致喷管喉径扩大，进而导致燃烧室压强下降，发动机比冲性能变差。(3)传统的固液火箭发动机中，氧化剂以室温进入催化床，催化效果受环境温度影响较大，催化效率无法保证，会影响发动机燃烧过程，从而影响发动机性能。

4、因此，亟需一种固液火箭发动机推力矢量喷管，以在一定程度上解决现有技术中存在的技术问题。

技术实现思路

1、本申请的目的在于提供一种全流量再生冷却的固液火箭发动机，在一定程度上解决现有技术中的技术问题。

2、本申请提供了一种全流量再生冷却的固液火箭发动机，包括催化组件、燃烧组件以及喷管组件；

3、所述催化组件、所述燃烧组件以及所述喷管组件依次连通排布；

4、所述燃烧组件内具有固体药柱；

5、所述喷管组件具有热交换流道，低温氧化剂通过热交换流道的进口进入所述热交换流道，并在热交换流道内进行热交换，热交换后的低温氧化剂从所述热交换流道的出口流出并导流至所述催化组件；

6、所述催化组件对所述热交换后的氧化剂进行分解，并能够将分解后的氧化剂导入至所述喷管组件，使得与所述固体药柱燃烧。

7、在上述技术方案中，进一步地，所述燃烧组件包括顺次连通的第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体以及第三燃烧室壳体；

8、所述第一燃烧室壳体通过第一连接件与所述催化组件连接；

9、所述第二燃烧室壳体通过第二连接件与所述喷管组件连接；

10、所述固体药柱设置于所述第二燃烧室壳体。

11、在上述技术方案中，进一步地，所述燃烧组件还包括第一绝缘层和第二绝缘层；

12、所述第一绝缘层贴设于所述第一燃烧室壳体的内壁；

13、所述第二绝缘层贴设于所述第二燃烧室壳体的内壁。

14、在上述技术方案中，进一步地，所述燃烧组件还包括第三缘层；

15、所述第三绝缘层设置于所述第三燃烧室壳体与所述喷管组件之间。

16、在上述技术方案中，进一步地，所述喷管组件包括喷管壳体以及喷管本体；所述喷管壳体套设所述喷管本体；喷管本体具有渐缩段以及与所述渐缩段连通的渐扩段；所述渐缩段与所述喷管壳体之间围设有第一储液腔，所述渐扩段与所述喷管壳体之间围设有第二储液腔；

17、所述喷管壳体上具有连通所述第一储液腔的第一通道，所述热交换流道连通于所述第一储液腔与所述第二储液腔，氧化剂通过第一通道能够导入至所述第一储液腔，并由所述第一储液腔通过所述热交换流道导入至所述第二储液腔，所述热交换流道内的所述低温氧化剂能够与所述喷管本体的燃料发生热交换。

18、在上述技术方案中，进一步地，所述喷管壳体包括第二连接段以及一端与所述第二连接段连通的且另一端与燃烧连通的第一连接段；

19、所述第一连接段上开设有与所述内侧壁连通的第二通道，所述第一通道开设于所述第一连接段，其一端与所述扩张部的外侧壁连通且另一端与所述第二通道；

20、所述第一连接段朝向所述燃烧室的端面开设有第二环形槽，使得所述第一连接段的内侧壁朝向所述燃烧室形成有第一环形凸起边环；

21、所述渐缩段上开设有第三环形槽，所述第三环形槽与所述第二通道相对，使得所述第三环形槽与所述第二通道构成所述第一储液腔；

22、所述渐缩段朝向所述第一连接段延伸有能够抵接形成有所述第二环形槽的侧壁的第一限位环。

23、在上述技术方案中，进一步地，所述第二连接段远离所述第一连接段的一端开设有第四环形槽，所述渐扩段上与所述第四环形槽相对的位置上开设有第五环形槽，所述第四环形槽与所述第五环形槽构成所述第二储液腔。

24、在上述技术方案中，进一步地，所述固液火箭发动机推力矢量喷管还包括衬套；

25、所述喷管壳体具有直筒安装腔，所述喷管本体设置于所述直筒安装腔；

26、所述衬套设置于所述喷管壳体与所述喷管本体之间。

27、在上述技术方案中，进一步地，所述催化组件包括催化床以及管道；

28、所述催化床的进液端通过所述管道连通于所述第二储液腔。

29、在上述技术方案中，进一步地，所述催化床内部设置有多层镍基银网，多层所述镍基银网环所述喷管本体的径向方向依次叠加，多层所述镍基银网能够将所述氧化剂分解为高温分解气体。

30、与现有技术相比，本申请的有益效果为：

31、本申请提供了一种全流量再生冷却的固液火箭发动机，包括催化组件、燃烧组件以及喷管组件；

32、所述催化组件、所述燃烧组件以及所述喷管组件依次连通排布；

33、所述燃烧组件内具有固体药柱；

34、所述喷管组件具有热交换流道，低温氧化剂通过热交换流道的进口进入所述热交换流道，并在热交换流道内进行热交换，热交换后的低温氧化剂从所述热交换流道的出口流出并导流至所述催化组件；

35、所述催化组件对所述热交换后的氧化剂进行分解，并能够将分解后的氧化剂导入至所述喷管组件，使得与所述固体药柱燃烧。

36、综上，本申请中将全部低温过氧化氢通过热交换流道导流至喷管组件内，用于再生冷却，保证喷管组件尤其是喉部状态整体温度处于平稳状态；另外通过喷管组件对低温过氧化剂进行热交换，使得过氧化剂在进入至催化组件内具有初始温度，从而保证和优化发动机的性能。

技术特征：

1.一种全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，包括催化组件、燃烧组件以及喷管组件；

2.根据权利要求1所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述燃烧组件包括顺次连通的第一燃烧室壳体、第二燃烧室壳体以及第三燃烧室壳体；

3.根据权利要求2所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述燃烧组件还包括第一绝缘层和第二绝缘层；

4.根据权利要求2所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述燃烧组件还包括第三绝缘层；

5.根据权利要求1所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述喷管组件包括喷管壳体以及喷管本体；所述喷管壳体套设所述喷管本体；喷管本体具有渐缩段以及与所述渐缩段连通的渐扩段；所述渐缩段与所述喷管壳体之间围设有第一储液腔，所述渐扩段与所述喷管壳体之间围设有第二储液腔；

6.根据权利要求5所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述喷管壳体包括第二连接段以及一端与所述第二连接段连通的且另一端与燃烧连通的第一连接段；

7.根据权利要求6所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述第二连接段远离所述第一连接段的一端开设有第四环形槽，所述渐扩段上与所述第四环形槽相对的位置上开设有第五环形槽，所述第四环形槽与所述第五环形槽构成所述第二储液腔。

8.根据权利要求7所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述固液火箭发动机推力矢量喷管还包括衬套；

9.根据权利要求5所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述催化组件包括催化床以及管道；

10.根据权利要求9所述的全流量再生冷却的固液火箭发动机，其特征在于，所述催化床内部设置有多层镍基银网，多层所述镍基银网环所述喷管本体的径向方向依次叠加，多层所述镍基银网能够将所述氧化剂分解为高温分解气体。

技术总结
本申请提供了一种全流量再生冷却的固液火箭发动机，包括催化组件、燃烧组件以及喷管组件；催化组件、燃烧组件以及喷管组件依次连通排布；喷管组件具有热交换流道，低温氧化剂通过热交换流道的进口进入热交换流道，并在热交换流道内进行热交换，热交换后的低温氧化剂从所述热交换流道的出口流出并导流至催化组件；催化组件对热交换后的氧化剂进行分解，并能够将分解后的氧化剂导入至喷管组件，使得与固体药柱燃烧。本申请保证喷管组件尤其是喉部状态整体温度处于平稳状态；另外通过喷管组件对低温过氧化剂进行热交换，使得过氧化剂在进入至催化组件内具有初始温度，从而保证和优化发动机的性能。

技术研发人员：田辉,葛晅宏,谭广,郭海洲,朱浩,蔡国飙
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：
技术公布日：2024/2/19