[發明專利]一種燃燒室的點火、穩燃結構

有效

• 申請號: 201911083600.8
• 申請日: 2019-11-07
• 公開（公告）號: CN110821711B
• 公開（公告）日: 2020-10-16
• 發明（設計）人: 李光熙;張玫;劉昊;張蒙正;劉曉偉;豆飛龍;路媛媛
• 申請（專利權）人: 西安航天動力研究所
• 主分類號: F02K9/44
• 分類號: F02K9/44;F02K9/56;F02K9/62;F02K9/95;F23R3/28
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 李明澤

本發明涉及高超聲速飛行器動力系統燃燒室技術領域，公開了一種燃燒室的點火、穩燃結構，包括設置在支板上的凹腔，在凹腔的壁面設置有至少一個自燃推進劑噴注單元，自燃推進劑噴注單元包括在凹腔的壁面上設置的氧化劑噴注孔和燃料噴注孔，氧化劑噴注孔與燃料噴注孔的噴射角度呈夾角β，通過氧化劑噴注孔向凹腔內噴射氧化劑，通過燃料噴注孔向凹腔內噴射點火用推進劑，通過自燃推進劑撞擊后燃燒產生的高溫燃氣，不僅可以實現RBCC燃燒室的點火，而且在飛行狀態極端、惡劣工況下可以作為引導火焰保持燃燒室火焰穩定，同時，將凹腔和點火器一體化設計不用再單獨設置點火器，簡化了燃燒室結構，降低了熱防護難度。

技術領域

本發明涉及高超聲速飛行器動力系統燃燒室技術領域，尤其是一種燃燒室點火、穩燃結構。

背景技術

高效能的Ma0～8寬范圍火箭基組合循環(RBCC)發動機是可重復使用航天運輸系統動力的重要發展方向，而Ma0～8寬范圍沖壓燃燒室是RBCC發動機的核心部件。Ma0～8寬范圍內沖壓燃燒室可靠點火、火焰穩定和高效燃燒組織技術是RBCC的核心關鍵技術。研究表明，在Ma4～7范圍內的其中2至3個工作馬赫數變化范圍內，RBCC沖壓燃燒室采用在支板+凹腔的火焰穩定結構，輔以火箭燃氣氣動穩焰，實現了較好的點火和穩焰效果。如公告號為CN105180211B專利中公開了一種具有凹腔火焰穩定器的燃燒室及超燃沖壓發動機，在燃燒室中設有從火焰穩定凹腔的后緣向下游引氣的引氣通道，將燃燒時在凹腔內部產生的高溫高壓燃氣引致凹腔下游位置。

但在Ma0～8范圍內，低速段燃燒室入口來流溫度低、壓力低，點火和火焰穩定困難，支板+凹腔的火焰穩定結構難以實現寬范圍的可靠點火和火焰穩定。若采用火箭燃氣氣動穩焰，為保證發動機的比沖性能，需要設計工況深度可調的火箭發動機，大大增加了發動機的設計難度和技術風險。

發明內容

本發明解決的技術問題是：提供一種燃燒室的點火、穩燃結構，可以實現推進劑連續供應，實現凹腔內的持續點火和火焰穩定，保證寬范圍燃燒室高效穩定燃燒，以及極端、惡劣工況下的可靠工作，避免了采用火箭推力室熱燃氣氣動穩焰帶來的火箭推力室必須大范圍變工況的設計難題。

本發明的技術解決方案是：一種燃燒室的點火、穩燃結構，包括設置在燃燒室上的凹腔，在凹腔的壁面設置有至少一個自燃推進劑噴注單元，自燃推進劑噴注單元包括在凹腔的壁面上設置的氧化劑噴注孔和燃料噴注孔，氧化劑噴注孔與燃料噴注孔的噴射角度呈夾角β，通過氧化劑噴注孔向凹腔內噴射氧化劑，通過燃料噴注孔向凹腔內噴射點火用推進劑。

本發明的原理：將液體自燃推進劑噴注單元直接設置在凹腔的壁面，且利用自燃推進劑撞擊后燃燒的特點，將自燃推進劑與氧化劑的噴射形式設計成直流互擊式，通過自燃推進劑撞擊后燃燒產生的高溫燃氣，不僅可以實現RBCC燃燒室的點火，而且在飛行狀態極端、惡劣工況下可以作為引導火焰保持燃燒室火焰穩定。同時，將凹腔和點火器一體化設計不用再單獨設置點火器，簡化了燃燒室結構，降低了熱防護難度。

進一步地，夾角β的值為50°～80°，保證從燃料噴注孔噴出的自燃推進劑能夠被氧化劑噴注孔噴出的氧化劑撞擊并燃燒。

進一步地，點火用推進劑為自燃肼類，氧化劑為硝基氧化劑。

進一步地，燃燒室的點火能量Q根據燃燒室的總熱容選取。

進一步地，點火用推進劑的流量根據燃燒室的點火能量Q要求確定。

進一步地，自燃推進劑噴注單元的結構形式和數量根據點火用推進劑的流量確定。

進一步地，氧化劑噴注孔和燃料噴注孔的孔徑根據點火用推進劑的流量確定。

本發明與現有技術相比優點是：