CN106837610A - 一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，属于固液火箭发动机领域，包括氧化剂催化床组件、发动机头盖、燃烧室壳体与催化床支撑架。氧化剂催化床组件为由氧化剂液体喷注面板、催化床环形外壳和氧化剂气体喷注面板构成的一体筒状结构，内部装填催化剂。氧化剂催化床组件通过催化床支撑架固定于发动机头盖内侧，以减小发动机整体体积。在催化床支撑架壁面和发动机头盖内侧分别粘接耐高温绝热层，用以对其在发动机长时间工作中进行热防护。催化床支撑架在催化床组件之后可形成一段过渡段，以避免燃烧室内高温燃气向催化床组件的流动和过量传热。

Description

一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构

技术领域

本发明涉及固液火箭发动机催化点火技术领域，具体来说，是一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，适用于对结构尺寸较为敏感，且有多次启动需求的固液火箭发动机。

背景技术

固液火箭发动机是一种采用液体氧化剂和固体燃料作为推进剂组合的新型火箭推进系统。因其独特的物理结构，固液火箭发动机得以兼具一些传统的固体火箭发动机和液体火箭发动机的特点，具有成本较低，安全性好，环保性好，结构简单，推进剂能量相对较高，易实现推力调节和多次启动等优点。在航空航天领域，特别是在民用航天领域中的中小型探空火箭动力系统、亚轨道飞行器动力系统和中小型卫星姿轨控动力系统等方面的发展前景被普遍看好。

由于采用了物相不同、非预混的推进剂组合，固液火箭发动机很难实现自行点火，点火技术因此成为了固液火箭发动机应用中的关键技术之一。在固液火箭发动机中，通常采用点火器式点火方案或者氧化剂催化式点火方案。点火器式点火方案通常结构较为简单，但是只能实现固液火箭发动机的单次点火。而氧化剂催化点火方案中，可以通过催化床促使氧化剂催化分解，利用氧化剂分解释放出的热量加热固体燃料药柱使其热解从而实现固液火箭发动机的点火。氧化剂催化点火方案可以有效实现固液火箭发动机的多次点火，特别适用于有多次启动需求的固液火箭发动机。

然而，催化床通常需要在发动机前部额外占据较大的空间，从而导致固液火箭发动机整体外廓尺寸的明显增加。而火箭动力飞行器往往对于零部件结构尺寸的要求非常苛刻，动力系统整体尺寸的增加会显著影响火箭动力飞行器的整体性能。因此，有必要为多次启动固液火箭发动机设计一种结构紧凑，不会额外增加发动机外廓尺寸的氧化剂催化床设计方案，将催化床内置于发动机前燃室内的结构方案可以达到上述目的。但是，由于固液火箭发动机前燃室内热环境极端恶劣，对于长时间工作的固液火箭发动机而言，内置的催化床热防护方案设计较为困难。

发明内容

为了解决上述问题，本发明中提出了一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构。将氧化剂催化床安装于固液火箭发动机前燃室内部，因此不会额外增加发动机的整体外廓尺寸。同时，通过合理的催化床安装结构和热防护方案设计，可以保证催化床在热环境极端恶劣的发动机前燃室内可靠稳定的长时间工作。

本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，包括氧化剂催化床组件、发动机头盖、燃烧室壳体与催化床支撑架。

所述氧化剂催化床组件为筒状结构，内部装填催化剂；氧化剂催化床组件顶面与底面分别为氧化剂液体喷注面板与氧化剂气体喷注面板。氧化剂催化床组件设置在催化床支撑架中，催化床支撑架通过支撑架连接螺栓安装于发动机头盖内侧，实现氧化剂催化床组件与发动机头盖间的同轴固定；催化床支撑架上，在催化剂催化床组件后方设计有一段氧化剂分解气体过渡段。所述燃烧室壳体与发动机头盖之间使用燃烧室连接螺栓进行连接紧固。

上述发动机头盖中心设计有氧化剂入口，且在发动机头盖与氧化剂液体喷注面板之间具有氧化剂集液头腔；上述催化床支撑架的壁面上、发动机头盖内侧以及燃烧室外壳内壁上分别粘接有耐高温绝热材料制成的支撑架绝热层、头盖绝热层与燃烧室绝热层。

在固液火箭发动机工作过程中，液体氧化剂通过头盖上的氧化剂入口流入头盖与氧化剂液体喷注面之间的氧化剂集液头腔中，在集液头腔被氧化剂充满后，氧化剂在输送系统的压力作用下，通过氧化剂液体喷注面板均匀进入催化床内。在催化床中，液体氧化剂在催化剂的催化作用下催化分解为温度较高的氧化剂气体，之后氧化剂气体通过氧化剂气体喷注面板均匀喷注进入发动机燃烧室内。在发动机燃烧室内，氧化剂气体对固体燃料药柱进行惰性加热，使其热解产生燃料气体。最后，氧化剂气体与燃料气体掺混后发生燃烧，从而实现固液火箭发动机的点火。

本发明的优点在于：

1、本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，采用催化床支撑架将固液火箭发动机的催化床安装于固液火箭发动机前燃室内部，在实现氧化剂催化分解的同时，不会额外增加固液火箭发动机的外廓尺寸，能够有效控制发动机的整体体积，更加适应飞行器动力系统的需求。

2、本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，利用催化床支撑架及其内外绝热层在催化床出口与前燃室之间形成一段过渡段，可以利用该段有效阻隔发动机前燃室内的高温燃气向催化床的流动和传热，对催化床形成良好的热防护；

3、本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，在催化床支撑架内外侧及发动机头盖上粘接耐高温绝热材料，可以对催化床安装结构和发动机头盖形成良好的热防护，特别是利用头盖绝热层和支撑架外绝热层之间结构的阶梯配合结构，对催化床支撑架连接螺栓也形成了良好的热防护，可以保证催化床及其安装结构在发动机内长时间工作不失效；

4、本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构中，氧化剂催化床组件可以作为一个整体零件重复使用，在地面试验中能够明显降低试验成本。

附图说明

图1为本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构的剖视图；

图2为本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构中氧化剂催化床组件结构示意图。

图中：

1-氧化剂催化床组件 2-发动机头盖 3-燃烧室壳体

4-催化床支撑架 5-支撑架连接螺栓 6-支撑架绝热层

7-头盖绝热层 8-燃烧室绝热层 9-固体燃料药柱

10-燃烧室连接螺栓 11-头腔密封圈 12-燃烧室密封圈

13-过渡段 101-催化床外壳 102-氧化剂液体喷注面板

103-氧化剂气体喷注面板 104-催化剂 201-氧化剂入口

202-氧化剂集液头腔

具体实施方式

下面结合附图对本发明做进一步说明。

本发明紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，包括氧化剂催化床组件1、发动机头盖2、燃烧室壳体3与催化床支撑架4，如图1所示。

所述氧化剂催化床组件1可在不同固液火箭发动机中多次重复使用，包括催化床外壳101、氧化剂液体喷注面板102与氧化剂气体喷注面板103，如图2所示。其中，催化床外壳101为环形，上下两侧分别与氧化剂液体喷注面板102与氧化剂气体喷注面板103侧壁外缘周向焊接为一体，且向催化床外壳101内部装填催化剂104。上述氧化剂液体喷注面板102与氧化剂气体喷注面板103上分别设计有氧化剂液体喷注孔与氧化剂气体喷注孔；氧化剂液体喷注孔与氧化剂气体喷注孔周向上分多层布置，每层周向均布。

上述氧化剂催化床组件1通过催化床支撑架4安装于发动机头盖2上。其中，催化床支撑架4为筒状结构，其上部分与下部分分别设计为大内径段与小内径段，且两者间形成定位台肩。催化剂催化床组件1同轴设置于大内径段内，通过定位台肩定位，且催化剂催化床组件1顶面与催化床支撑架4顶面齐平。催化床支撑架4顶端端部周向上具有支撑架连接法兰，通过支撑架连接螺栓5穿过支撑架连接法兰将催化床支撑架4同轴固定于发动机头盖2内侧，且通过发动机头盖2内侧壁与定位台肩共同实现氧化剂催化床组件1轴向上的定位。催化床支撑架4壁面上粘接有耐高温绝热材料制成的支撑架绝热层6；支撑架绝热层6覆盖催化床支撑架4外壁面与小内径段壁面，同时覆盖催化床支撑架4下端端部周向上一圈。

上述发动机头盖2中心设计有氧化剂入口201，且在发动机头盖1与氧化剂液体喷注面板102之间具有氧化剂集液头腔202，用以保证氧化剂能够被均匀的喷注进入氧化剂催化床组件1中；同时在发动机头盖2与催化床支撑架4之间安装头腔密封圈，保证氧化剂集液头腔202的密封性能。发动机头盖2内侧还粘接有耐高温绝热材料制成的头盖绝热层7，头盖绝热层7覆盖发动机头盖2内壁上催化床支撑架4遮挡外的其余部分；通过头盖绝热层7可对发动机头盖2形成良好的热防护效果，保证发动机头盖2在发动机长时间工作后不失效。所述头盖绝热层7靠近催化床支撑架4的位置设计为阶梯结构，通过阶梯结构与催化床支撑架4顶端连接法兰搭接配合，将支撑架连接螺栓5端部覆盖，实现支撑架连接螺栓5的隔热，防止固液火箭发动机前燃室内的高温燃气通过热导率较高的金属螺栓向发动机头盖2快速传热，而使发动机头盖2过热。

所述发动机头盖2与燃烧室壳体3之间使用燃烧室连接螺栓10进行连接紧固，并使用燃烧室密封圈对发动机燃烧室进行密封。燃烧室壳体3内壁粘接有由耐高温抗烧蚀热防护材料制成的燃烧室绝热层8，用以保护燃烧室壳体3在发动机长时间工作过程中不会因过热而失效。

在固液火箭发动机的点火启动过程中，液体氧化剂通过发动机头盖2上的氧化剂入口201进入氧化剂集液头腔202中。液体氧化剂将氧化剂集液头腔202充满后，在发动机输送系统上游压力的作用下经过氧化剂液体喷注面板102的氧化剂液体喷注孔均匀喷注进入催化床内。在催化床内，液体氧化剂在催化剂的催化作用下迅速催化分解为温度较高的氧化剂气体，之后氧化剂气体经过氧化剂气体喷注面板103上的氧化剂气体喷注孔喷注进入发动机燃烧室内。氧化剂气体在进入发动机燃烧室后，对固体燃料药柱9进行惰性加热，使其受热分解产生燃料气体，之后氧化剂气体与燃料气体掺混后发生燃烧，从而实现固液火箭发动机的点火启动。

在固液火箭发动机的长时间工作过程中，支撑架绝热层6对催化床支撑架4进行热防护，头盖绝热层7对发动机头盖2和支撑架连接螺栓5进行热防护，燃烧室绝热层8对燃烧室壳体3进行热防护，可以保证上述结构件在发动机恶劣的热环境下长时间工作不失效。另外，催化床支撑架4与支撑架外绝热层10、支撑架内绝热层11利用其环形结构在氧化剂气体喷注面板12之后设计了小直径段，作为一个氧化剂分解气体过渡段13；在过渡段13内，可以利用氧化剂气体的流动有效阻隔发动机前燃室内的高温燃气向发动机催化床组件的流动和传热，从而保证催化床组件在长时间工作后不会因温度过高而失效。

Claims (6)

1.一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，其特征在于：包括氧化剂催化床组件、发动机头盖、燃烧室壳体与催化床支撑架；

所述氧化剂催化床组件为筒状结构，内部装填催化剂；氧化剂催化床组件顶面与底面分别为氧化剂液体喷注面板与氧化剂气体喷注面板；

上述氧化剂催化床组件设置在催化床支撑架中，催化床支撑架通过支撑架连接螺栓安装于发动机头盖内侧，实现氧化剂催化床组件与发动机头盖间的同轴固定；发动机头盖中心设计有氧化剂入口，且在发动机头盖与氧化剂液体喷注面板之间具有氧化剂集液头腔；

所述燃烧室壳体与发动机头盖之间使用燃烧室连接螺栓进行连接紧固。

2.如权利要求1所述一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，其特征在于：催化床支撑架为筒状结构，上部分与下部分分别设计为大内径段与小内径段，且两者间形成定位台肩；催化剂催化床组件同轴设置于大内径段内，通过定位台肩定位；小内径段作为催化剂催化床组件下方的一段氧化剂分解气体过渡段。

3.如权利要求2所述一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，其特征在于：氧化剂分解气体过渡段长度与催化床支撑架小内经段内径之比为0.2～0.5。

4.如权利要求1所述一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，其特征在于：催化床支撑架的壁面上、发动机头盖内侧以及燃烧室外壳内壁上分别粘接有耐高温绝热材料制成的支撑架绝热层、头盖绝热层与燃烧室绝热层。

5.如权利要求4所述一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，其特征在于：头盖绝热层覆盖支撑架连接螺栓。

6.如权利要求1所述一种紧凑式长时间工作固液火箭发动机催化床结构，其特征在于：发动机头盖与催化床支撑架之间安装头腔密封圈；发动机头盖与燃烧室壳体之间安装燃烧室密封圈。