[發明專利]一種火箭發動機用防回火噴嘴

有效

• 申請號: 201611046379.5
• 申請日: 2016-11-22
• 公開（公告）號: CN106762225B
• 公開（公告）日: 2018-08-03
• 發明（設計）人: 吉林;王子模;金盛宇;周海清;許宏博;楊芳芳;關亮
• 申請（專利權）人: 上海空間推進研究所
• 主分類號: F02K9/52
• 分類號: F02K9/52
• 代理公司: 上海漢聲知識產權代理有限公司 31236
• 代理人: 郭國中;樊昕

本發明提供了一種火箭發動機用防回火噴嘴，包括旋轉芯體(1)、防回火環(2)和殼體(3)，所述防回火環(2)安裝在旋轉芯體(1)和殼體(3)之間，其內、外壁面分別緊貼旋轉芯體(1)外壁面和殼體(3)內壁面，所述旋轉芯體(1)上設置有積液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述殼體(3)上設置有噴口(31)和隔熱材料(32)，推進劑沿由防回火環(2)、積液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和噴口(31)構成的流動通道流動，由積液腔(11)均配分流，在噴口出口形成均勻的錐形噴霧并霧化。本發明具有結構簡單、工藝成熟等優點，兼顧防回火和高效燃燒功能，適用于其他對性能要求高但易發生回火的發動機和燃燒裝置。

技術領域

本發明涉及一種火箭發動機用防回火噴嘴，兼顧防回火和高效燃燒功能，適用于其他對性能要求高但易發生回火的發動機和燃燒裝置。

背景技術

氧化亞氮-燃料單元復合推進技術具有綠色無毒、比沖高和使用成本低等優點，是一種非常具備發展潛力的推進技術。氧化亞氮-燃料單元復合推進劑在點火、關機以及燃燒時，容易發生回火，導致供應系統爆炸，存在安全隱患。常規防回火措施(例如水封、分子封和微孔吸熱等)，存在結構笨重、飛行環境失效以及降低推進系統效率等缺陷，在火箭推進領域不適用。研制一種兼顧發動機性能和防回火的噴嘴，成為液體火箭推進行業研制難題。

目前國內沒有發現同本發明類似技術的說明或報道，也尚未收集到國內外類似的資料。

發明內容

針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種火箭發動機用防回火噴嘴，兼顧防回火和高效燃燒功能。

為達到上述目的，本發明所采用的技術方案如下：

一種火箭發動機用防回火噴嘴，該噴嘴由旋轉芯體、防回火環和殼體組成，旋轉芯體上設置有積液腔、切向孔和旋流室，防回火環安裝在旋轉芯體和殼體之間，其內外壁面分別緊貼旋轉芯體外壁面、殼體內壁面，構成推進劑進入旋轉芯體的流動通道，殼體上設置有噴口和隔熱材料；噴口與推進劑積液腔、切向孔、旋流室和防回火環形成了推進劑在噴嘴內流動的通道。推進劑依次沿由防回火環、積液腔、切向孔、旋流室和噴口構成的流動通道流動，由積液腔均配分流，在噴口出口形成均勻地錐形噴霧并霧化，通過離心噴嘴實現對燃料高效霧化，保證了發動機燃燒性能。

所述防回火環為疏松多孔材質。

所述疏松多孔材質包括多孔陶瓷、多層燒結網、編織機體或細顆粒堆積物。

為增強防回火功能，根據推進劑類型，對防回火環空隙表面進行工藝處理，使其具有負催化功能。

所述推進劑為氧化劑與燃料的復合推進劑。

包括氧化亞氮-燃料單元復合推進劑、氧/碳氫燃料混合推進劑或空氣/碳氫燃料混合推進劑。

所述積液腔布置在切向孔入口，起到均流分配作用，使推進劑均勻地進入切向孔，最終在噴口形成均勻噴霧。

所述噴口為收縮口，抑制高溫火焰向旋流室以及整個上游流動通道的傳熱。

所述隔熱材料布置在殼體外表面，降低了高溫燃氣對噴嘴的傳熱。

所述隔熱材料包括涂覆的隔熱涂層或者包覆的隔熱層。

本發明與現有技術相比的優點在于：

1、通過切向孔和防回火環的微孔效應，阻止了火焰向上游的傳播，起到防回火功能；

2、通過防回火環表面介質的負催化作用抑制推進劑在流動通道內發生燃燒，增強了防回火功能；

3、通過收縮形的噴口以及隔熱材料降低了高溫燃氣對噴嘴以及上游流到的傳熱，增強了防回火作用。