[發明專利]一種長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構

有效

• 申請號: 201610586937.0
• 申請日: 2016-07-22
• 公開（公告）號: CN106014689B
• 公開（公告）日: 2018-05-04
• 發明（設計）人: 田輝;李承恩;孫興亮;張源俊;鞠夢賢
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F02K9/72
• 分類號: F02K9/72
• 代理公司: 北京永創新實專利事務所11121
• 代理人: 周長琪

技術領域

本發明涉及火箭發動機的熱防護領域，具體來說，是一種長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，適用于液體氧化劑頭部噴注的長時間工作固液火箭發動機，經特殊設計的發動機熱防護方案可以利用固液火箭發動機的獨有特點巧妙對發動機噴注面板形成良好的熱防護效果。

背景技術

固液火箭發動機是一種采用固體燃料藥柱和液體氧化劑作為推進劑組合的新型火箭動力推進系統。因其氧化劑和燃料物相不同，分開貯存的獨特特點，固液火箭發動機擁有諸多傳統的固體火箭發動機和液體火箭發動機所不具備的優勢。特別是與固體火箭發動機相比，其推進劑能量特性較高，安全性好，易實現推力調節和多次啟動。雖然相比于固體火箭發動機，固液火箭發動機有燃速相對較低的缺點，但是該特性反過來也使得固液火箭發動機易于實現長時間工作，非常適合作為長時間巡航飛行器的動力系統，這是傳統的固體火箭發動機較難勝任的。

固液火箭發動機的固體燃料藥柱特性使其適合用作長時間工作的巡航飛行器驅動裝置，由于固液火箭發動機工作過程中，燃燒室內會產生極度高溫高壓的極端惡劣環境，這將對發動機長時間工作中的可靠熱防護提出很大的挑戰。特別是固液火箭發動機采用了液體氧化劑，通常采用頭部噴注的方式將液體氧化劑輸送進入燃燒室中，這使得發動機的頭部無法像傳統的固體火箭發動機前封頭處一樣，簡單的采用絕熱層將殼體與高溫燃氣隔離開即可。因此，在長時間工作固液火箭發動機中，發動機頭部熱防護是一項必須有效解決但是難度很高的關鍵技術。

在固液火箭發動機工作過程當中，氧化劑輸送系統將液體氧化劑輸送進入發動機氧化劑頭腔中，在頭腔被液體氧化劑充滿之后，在輸送系統壓力的作用下，頭腔內的液體氧化劑通過噴注面板上的諸多直流噴注孔高速噴注進入發動機燃燒室中。發動機直流噴注面板上噴注孔的分布范圍應盡量擴大，在發動機頭腔中的噴注孔分布區域內，液體氧化劑會不斷流動。由于固液火箭發動機的液體氧化劑在輸送系統貯箱中貯存的狀態通常為常溫或者低溫，因此發動機頭腔內不斷流動的液體氧化劑可以對發動機的噴注面板起到良好的吸熱冷卻作用，該冷卻效果與液體火箭發動機中的再生冷卻效果非常類似；但由于發動機頭腔的邊緣區域液體氧化劑流動性較差，因此冷卻效果較差。

發明內容

為了解決上述問題，本發明采用在發動機頭部的直流噴注面板與環形點火器間，安裝高硅氧-酚醛材料的環形絕熱板，有效降低發動機燃燒室內的高溫燃氣對噴注面板過量傳熱，從而對發動機的頭部形成良好熱防護效果的固液火箭發動機頭部熱防護結構，非常適用于采用氧化劑頭部直流噴注的長時間工作固液火箭發動機。

本發明的優點在于：

1、本發明長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，采用高硅氧-酚醛環形絕熱板對發動機的噴注面板邊緣區域進行隔熱防護，該區域的液體氧化劑冷卻效果較差，容易發生過熱，而采用環形結構絕熱板既不會影響氧化劑的直流噴注，又可以對噴注面板形成良好的熱防護效果，與氧化劑冷卻效果結合可以長時間保證發動機頭部溫度在較低范圍內；

3、本發明長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構，絕熱板采用錯位反向沉頭孔的方式利用螺栓分別連接發動機噴注面板和點火器，并在沉頭孔中螺栓頭上方銷入高硅氧-酚醛絕熱銷進行隔熱保護，這種結構可以保證發動機的噴注面板邊緣區域和燃燒室內高溫燃氣之間不會通過任何高熱導率材料快速傳熱，有效提高了絕熱板的隔熱效果。

附圖說明

圖1為本發明長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構整體示意圖；

圖2為本發明長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構中絕熱層俯視結構圖；

圖3為本發明長時間工作固液火箭發動機頭部熱防護及裝配結構中絕熱層側剖圖。

圖中：

1-直流噴注面板 2-環形點火器 3-環形絕熱板

4-圓柱頭螺栓A5-圓柱頭螺栓B6-絕熱銷A

7-絕熱銷B8-上沉頭孔 9-下沉頭孔

具體實施方式

下面結合附圖對本發明做進一步說明。