全流量再生冷却的固液火箭发动机

技术领域

本申请涉及航空航天技术领域，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

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。

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。

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。

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。

发明内容

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。

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；

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；

所述燃烧组件内具有固体药柱；

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；

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。

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；

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；

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；

所述固体药柱设置于所述第二燃烧室壳体。

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；

所述第一绝缘层贴设于所述第一燃烧室壳体的内壁；

所述第二绝缘层贴设于所述第二燃烧室壳体的内壁。

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；

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。

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；

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。

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；

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；

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；

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；

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。

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。

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；

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；

所述衬套设置于所述喷管壳体与所述喷管本体之间。

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；

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。

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。

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

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；

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；

所述燃烧组件内具有固体药柱；

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；

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。

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。

附图说明

为了更清楚地说明本申请具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本申请的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本申请实施例提供的全流量再生冷却的固液火箭发动机的结构示意图；

图2为本申请实施例提供的全流量再生冷却的固液火箭发动机的剖视图；

图3为本申请实施例提供的全流量再生冷却的固液火箭发动机中燃烧组件的剖视图；

图4为本申请实施例提供的全流量再生冷却的固液火箭发动机中喷管组件的剖视图；

图5为本申请实施例提供的全流量再生冷却的固液火箭发动机中催化组件的剖视图。

附图标号：1-催化组件；2-燃烧组件；3-喷管组件；4-固体药柱；5-热交换流道；6-第一燃烧室壳体；7-第二燃烧室壳体；8-第三燃烧室壳体；9-第一连接件；10-第二连接件；11-第一绝缘层；12-第二绝缘层；13-第三缘层；14-喷管壳体；15-喷管本体；18-第一储液腔；19-第二储液腔；20-第一通道；23-第二通道；24-第二环形槽；25-第一环形凸起边环；16-垫圈；27-第一限位环；30-衬套；31-催化床；32-管道；33-催化床壳体；34-催化床盖板；35-催化床连接件。

具体实施方式

下面将结合附图对本申请的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。

通常在此处附图中描述和显示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。

基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

下面结合图1-图5所示，详细描述本申请提高的一种全流量再生冷却的固液火箭发动机。

在该实施例中提供了一种全流量再生冷却的固液火箭发动机，该全流量再生冷却的固液火箭发动机包括催化组件1、燃烧组件2以及喷管组件3。

具体地，催化组件1、燃烧组件2以及喷管组件3依次连通排布；其中，所述燃烧组件2内具有固体药柱4。

具体地，喷管组件3具有热交换流道5，热交换流道5设置于喷管组件3的侧壁且沿喷管组件3的侧壁延伸方向延伸，进一步地，热交换流道5设置有多条，优选为16条，16条热交换流道5沿喷管组件3的周向方向间隔排布。在实际的使用过程中，低温氧化剂通过热交换流道5的进口进入热交换流道5，这里面低温氧化剂优选为低温过氧化氢，常存储于贮箱内；由于喷管组件3内具有主流流道(主流流道内有高温燃气，是本领域技术人员能够理解的，在此不具体说明)，因此导入至热交换流道5内的低温过氧化剂会与高温燃气热交换，热交换后的低温氧化剂会达到一定温度，并从热交换流道5的出口流出并导流至催化组件1。

具体地，催化组件1对热交换后的具有一定温度的氧化剂进行分解，并能够将分解后的氧化剂导入至燃烧组件2，使得与固体药柱4燃烧。

在该实施例中，全流量再生冷却的固液火箭发动机主要包括三个工作过程，第一过程是固液火箭发动机氧化剂贮箱提供低温过氧化氢，通过热交换流道5使其流经喷管组件3的外壁面，在这一过程中低温过氧化剂与喷管组件3内的主流燃气发生对流换热，低温过氧化氢吸收喷管组件3的内部高温燃气的热量，被加热至接近分解温度；第二过程是高温过氧化氢的高效催化，该过程是利用催化组件1将高温过氧化氢催化分解为高温气体，分解气体主要含温度为1000K左右的氧气和水蒸气；第三过程是燃烧反应，催化后的分解气体在燃烧室内于固体药柱4发生反应，建立室压，产生推力。

综上，本申请中将全部低温过氧化氢通过热交换流道5导流至喷管组件3内，用于再生冷却，保证喷管组件3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3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1内具有初始温度，从而保证和优化发动机的性能。

在该实施例中，结合图3所示，燃烧组件2包括顺次连通的第一燃烧室壳体6、第二燃烧室壳体7以及第三燃烧室壳体8。

具体地，第一燃烧室壳体6通过第一连接件9与所述催化组件1连接。进一步地，第一连接件9为第一法兰。

具体地，第三燃烧室壳体8通过第二连接件10与喷管组件3连接。进一步地，第二连接件10为第二法兰。

具体地，第二燃烧室围设有燃烧腔，固体药柱4设置于第二燃烧室壳体7。进一步地，固体药柱4为圆筒形，贴设于第二燃烧室的侧壁设置。

在该实施例中，燃烧组件2还包括第一绝缘层11和第二绝缘层12。

具体地，第一燃烧室壳体6呈筒状结构，第一绝缘层11贴设于第一燃烧室壳体6的内侧壁。

具体地，第三燃烧室壳体8呈筒状结构，第二绝缘层12贴设于第三燃烧室壳体8的内侧壁。

具体地，燃烧组件2还包括第三缘层13；其中，第三绝缘层设置于所述第三燃烧室壳体8与所述喷管组件3之间。

综上，第一绝缘层11用于防止高温分解气体破坏第一燃烧室壳体6的完整性，第二绝缘层12用于防止高温燃气破坏第三燃烧室壳体8的完整性。

在该实施例中，结合图4所示，喷管组件3包括喷管壳体14以及喷管本体15。

具体地，喷管壳体14套设喷管本体15；喷管本体15具有渐缩段以及与渐缩段连通的渐扩段，其中渐缩段与第三燃烧室壳体8连通；渐缩段与喷管壳体14之间围设有第一储液腔18，渐扩段与喷管壳体14之间围设有第二储液腔19。

具体地，喷管壳体14上具有连通第一储液腔18的第一通道20，热交换流道5连通于第一储液腔18与第二储液腔19，低温过氧化氢通过第一通道20从贮箱内能够导入至第一储液腔18，并由第一储液腔18通过热交换流道5导入至第二储液腔19，热交换流道5内的低温过氧化氢能够与喷管本体15的主流道内的高温燃气发生热交换，使得在第二储液腔19内的过氧化氢具有一定的温度。

在该实施例中，结合图4所示，喷管壳体14包括第二连接段以及一端与第二连接段连通的且另一端与燃烧连通的第一连接段。

具体地，第一连接段上开设有与内侧壁连通的第二通道23，所述第一通道20开设于第一连接段，其一端与扩张部的外侧壁连通且另一端与第二通道23，即通过第二通道23以及第一通道20能够将贮箱内的低温过氧化氢导流至第一储液腔18。

具体地，第一连接段朝向燃烧室的端面开设有第二环形槽24，使得第一连接段的内侧壁朝向燃烧室形成有第一环形凸起边环25。

具体地，渐缩段上开设有第三环形槽，第三环形槽与第二通道23相互连通，使得第三环形槽与第二通道23构成第一储液腔。

具体地，渐缩段朝向第一连接段延伸有能够抵接形成有第二环形槽24的侧壁的第一限位环27。

具体地，第二连接段远离第一连接段的一端开设有第四环形槽，渐扩段上与第四环形槽相对的位置上开设有第五环形槽，第四环形槽与第五环形槽构成第二储液腔。

综上，当渐缩段连接于第一连接段的侧壁时，第一限位环27能够抵接于第二环形槽24的侧壁，且二者之间围设安装槽，此安装槽用于安装垫圈16。除此之外，渐扩段上还设置有安装槽，安装槽安装垫圈16，且垫圈16位于衬套30与第二储液腔19之间，此处的垫圈16用于密封第二连接部与渐扩段。另外，渐缩段上设置有安装槽，安装槽安装垫圈16，且垫圈16位于衬套30与第一储液腔18之间，此处的垫圈16用于密封第一连接部与渐缩段。

在该实施例中，结合图4所示，固液火箭发动机推力矢量喷管还包括衬套30。

具体地，喷管壳体14具有直筒安装腔，喷管本体15设置于直筒安装腔；衬套30设置于喷管壳体14与喷管本体15之间。

进一步地，衬套30实际上是一个周转体的两半，材料为F4。衬套30的主要作用是填充喷管主体的渐缩段与渐扩段再与喷管壳体14之间的空缺避免了易分解工质的集中。

在该实施例中，结合图5所示，催化组件1包括催化床31以及管道32。

具体地，催化床31的进液端通过管道32连通于第二储液腔19，即经过热交换的低温过氧化氢通过管道32导流至催化床31。进一步地，管道32沿喷管组件3的轴线方向延伸。

具体地，催化组件1还包括催化床壳体33、催化床盖板34以及催化床连接件35；催化床壳体33具有安装空间，此安装空间用于安装催化床31，催化床壳体33远离燃烧组件2的一端设置有催化床盖板34，催化床31靠近燃烧组件2的一端通过催化床连接件35与燃烧组件2连接。进一步地，催化床连接件35为催化床31端板。

更具体地，催化床31内部设置有多层镍基银网，多层镍基银网环喷管本体15的径向方向依次叠加，多层镍基银网能够将氧化剂分解为高温分解气体。

进一步地，利用镍基银网催化床31能够将高温过氧化氢催化分解为高温气体，分解气体主要含温度为1000K左右的氧气和水蒸气。

综上，本申请提供的一种全流量再生冷却的固液火箭发动机用于再生冷却，可适用于长时间工作的试验尺寸固液火箭发动机。以固液火箭发动机常用氧化剂高浓度过氧化氢为例，借助过氧化氢流经喷管外壁面，通过对流换热带走喷管工作时产生的多余热量，将喷管温度始终维持在较低水平，满足发动机长时间工作需求；同时，借助对喷管的主动冷却降低喷管烧蚀，减轻火箭发动机工作中喷管喉径扩张现象，缓解燃烧室压力下降问题，提高发动机比冲性能；另一方面，借助冷却过程中喷管对过氧化氢的加热，提高过氧化氢进入催化床31时的温度，提高催化效率，进而提高燃烧效率，进一步优化固液火箭发动机性能。

显然，本领域的技术人员可以对本申请实施例中实施例进行各种改动和变型而不脱离本申请实施例中实施例的精神和范围。这样，倘若本申请实施例中实施例的这些修改和变型属于本申请实施例中权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请实施例中也意图包含这些改动和变型在内。