一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動的制造方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，包括發(fā)動機(jī)殼體、點(diǎn)火裝置、氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴、冷卻膨脹劑噴嘴、燃燒室及噴口，殼體末端與噴口連通，殼體從前端至后端依次分為燃燒段、冷卻膨脹段及加速收縮段，燃燒室為管裝結(jié)構(gòu)并位于燃燒段內(nèi)，點(diǎn)火裝置、氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴均正對燃燒室前端的燃料混料段，且氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴以點(diǎn)火裝置對稱分布，冷卻膨脹劑噴嘴至少兩個(gè)，以殼體軸線對稱分布的兩個(gè)冷卻膨脹劑噴嘴的噴射方向相反。本發(fā)明簡化了火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，降低了體積及重量，在運(yùn)行中一方面可有效的降低發(fā)動機(jī)工作溫度，另一方面有效的提高了燃料熱量利用效率及燃料、冷卻膨脹劑氣化膨脹過程中的勢能轉(zhuǎn)化動能的能力及利用效率。
【專利說明】一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，屬火箭發(fā)動機(jī)【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002]目前所使用的各類高速航天航空器的發(fā)動機(jī)一般分為液態(tài)燃料噴射發(fā)動機(jī)和固態(tài)燃料噴射發(fā)動機(jī)，當(dāng)前所使用的液態(tài)燃料噴射發(fā)動機(jī)主要是依靠燃料在發(fā)動機(jī)中劇烈燃燒,產(chǎn)生大量高壓、高溫氣體并從發(fā)動機(jī)末端高速噴出，從而為設(shè)備提供驅(qū)動力，該類發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)已經(jīng)有幾百年的應(yīng)用歷史，在使用中發(fā)現(xiàn)，這類發(fā)動機(jī)的液體燃料在進(jìn)入燃燒室前，均需要經(jīng)過氣化后方可進(jìn)入燃燒室燃燒，從而導(dǎo)致了發(fā)動機(jī)中管路結(jié)構(gòu)復(fù)雜，發(fā)動機(jī)體積及重量增加，同時(shí)也增加了發(fā)動機(jī)的生產(chǎn)工藝及日常維護(hù)難度，提高了發(fā)動機(jī)的生產(chǎn)及使用成本，同時(shí)當(dāng)前使用的液態(tài)燃料噴射發(fā)動機(jī)在運(yùn)行時(shí)噴射的高溫高速尾焰氣體還含有大量熱量，這些熱量一方面降低了燃料利用率，另一方面也不利于發(fā)動機(jī)隱藏紅外特征，不利于其在紅外、紫外等觀瞄設(shè)備下的隱蔽，不利與軍事類飛行器的使用隱蔽性，于此同時(shí)還對發(fā)動機(jī)使用材料提出了較高的要求，也進(jìn)一步增加了發(fā)動機(jī)的成本，因此針對以上不足，迫切需要開發(fā)一種全新的液態(tài)燃料噴射發(fā)動機(jī)。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0003]針對現(xiàn)有技術(shù)上存在的不足，本發(fā)明提供一種降低燃料損耗提高發(fā)動機(jī)工作效率的高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，簡化了火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，有效的降低發(fā)動機(jī)工作溫度，有效的提高了燃料熱量利用率及燃料燃燒膨脹過程中的熱能轉(zhuǎn)化動能能力及利用效率，降低了燃料消耗及使用成本，減少了環(huán)境化學(xué)物質(zhì)和熱排放。
[0004]為了實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明是通過如下的技術(shù)方案來實(shí)現(xiàn):
一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于:所述的高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)包括發(fā)動機(jī)殼體、點(diǎn)火裝置、氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴、冷卻膨脹劑噴嘴、燃燒室及噴口，所述殼體末端與噴口連通，所述的殼體從前端至后端依次分為燃燒段、冷卻膨脹段及加速收縮段，所述的燃燒室為管裝結(jié)構(gòu)并位于燃燒段內(nèi)，并于殼體同軸分布；所述燃燒室與殼體內(nèi)壁間距不低于I厘米，所述的燃燒室與殼體內(nèi)壁間構(gòu)成外涵道，且所述燃燒室前端另設(shè)錐形燃料混料段；所述的點(diǎn)火裝置、氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴均正對燃燒室前端的燃料混料段，且氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴以點(diǎn)火裝置對稱分布；所述的冷卻膨脹劑噴嘴至少兩個(gè)，均布在外涵道進(jìn)口處的殼體內(nèi)壁上；所述冷卻膨脹劑噴嘴噴射方向指向噴口方向，并且與以冷卻膨脹劑噴嘴為切點(diǎn)的殼體的切線方向一致；以殼體軸線對稱分布的兩個(gè)冷卻膨脹劑噴嘴的噴射方向相反。
[0005]進(jìn)一步的，所述的殼體由合金基材及包覆在基材外部的碳纖維絲、玻璃纖維絲構(gòu)成。
[0006]進(jìn)一步的，所述的氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴與點(diǎn)火裝置呈0° — 90°夾角。
[0007]進(jìn)一步的，所述的冷卻膨脹劑噴嘴所噴射的冷卻膨脹劑為液氮、液態(tài)空氣。
[0008]進(jìn)一步的，所述氧化劑噴嘴和還原劑噴嘴所噴射的物質(zhì)均為液態(tài)。
[0009]進(jìn)一步的，所述的噴口為拉瓦爾噴口。
[0010]進(jìn)一步的，所述冷卻膨脹劑噴嘴噴射方向與殼體軸線呈0° — 90°夾角。
[0011]本發(fā)明采用了燃料直噴方式，簡化了火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，降低了體積及重量，且便于生產(chǎn)及維護(hù)，同時(shí)利用了液態(tài)燃料燃燒前汽化膨脹產(chǎn)生的勢能，將該部分勢能也轉(zhuǎn)化為動能加以利用；采用冷卻膨脹劑吸收燃料釋放的熱量，實(shí)現(xiàn)液態(tài)到氣態(tài)的猛烈膨脹，在運(yùn)行中一方面可有效的降低發(fā)動機(jī)工作溫度，有助于提高發(fā)動機(jī)的隱蔽性和降低對發(fā)動機(jī)材料的要求，另一方面有效的提高了燃料熱量利用率及燃料燃燒膨脹過程中的動熱能轉(zhuǎn)化能力及利用效率，從而達(dá)到降低燃料消耗、提高發(fā)動機(jī)工作效率的目的。
[0012]

【專利附圖】

【附圖說明】
下面結(jié)合附圖和【具體實(shí)施方式】來詳細(xì)說明本發(fā)明；
圖1為本發(fā)明結(jié)構(gòu)示意圖。
[0013]

【具體實(shí)施方式】
為使本發(fā)明實(shí)現(xiàn)的技術(shù)手段、創(chuàng)作特征、達(dá)成目的與功效易于明白了解，下面結(jié)合【具體實(shí)施方式】，進(jìn)一步闡述本發(fā)明。
[0014]如圖1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，包括發(fā)動機(jī)殼體1、點(diǎn)火裝置2、氧化劑噴嘴3、還原劑噴嘴4、冷卻膨脹劑噴嘴5、燃燒室6及噴口 7，殼體I末端與噴口 7連通，殼體I從前端至后端依次分為燃燒段8、冷卻膨脹段9及加速收縮段10。
[0015]本實(shí)施例中，所述燃燒室6為管裝結(jié)構(gòu)并位于燃燒段8內(nèi)，并于殼體I同軸分布，其與殼體I內(nèi)壁間距不低于I厘米，燃燒室6與殼體I內(nèi)壁間構(gòu)成外涵道11，且燃燒室6前端另設(shè)錐形燃料混料段12，點(diǎn)火裝置2、氧化劑噴嘴3、還原劑噴嘴4均正對燃燒室6前端的燃料混料段12，且氧化劑噴嘴3、還原劑噴嘴4以點(diǎn)火裝置2對稱分布，冷卻膨脹劑噴嘴5至少兩個(gè)，均布在外涵道11進(jìn)口處的殼體I內(nèi)壁上，其噴射方向指向噴口 7方向，并為以冷卻膨脹劑噴嘴5為切點(diǎn)的殼體I的切線方向一致，且與殼體I軸線呈0° — 90°夾角，以殼體I軸線對稱分布的兩冷卻膨脹劑噴嘴5的噴射方向相反。
[0016]本實(shí)施例中，所述的殼體I由合金基材及包覆在基材外部的碳纖維絲、玻璃纖維絲構(gòu)成，噴口為拉瓦爾噴口。
[0017]本實(shí)施例中，所述的氧化劑噴嘴3、還原劑噴嘴4與點(diǎn)火裝置2呈0° — 90°夾角。
[0018]本實(shí)施例中，所述的冷卻膨脹劑噴嘴5所噴射的冷卻膨脹劑為液氮、液態(tài)空氣，氧化劑噴嘴3和還原劑噴嘴4所噴射的物質(zhì)均為液態(tài)。
[0019]本發(fā)明在使用時(shí)，火箭液態(tài)燃料分別通過氧化劑噴嘴和還原劑噴嘴直接噴射到燃燒室前端的燃料混料段內(nèi)進(jìn)行混合，并進(jìn)行在點(diǎn)火裝置作用下在燃燒室內(nèi)發(fā)生距離燃燒反應(yīng)，致使燃料體積迅速膨脹并釋放出大量熱，并高速通過殼體的冷卻膨脹段及加速收縮段，最終從噴嘴噴射到發(fā)動機(jī)外部。在燃料燃燒的同時(shí)，冷卻膨脹劑噴嘴噴射出冷卻膨脹劑，且冷卻膨脹劑呈螺旋狀緊貼著燃燒室與殼體構(gòu)成的外涵道的殼體內(nèi)壁高速向噴嘴方向旋轉(zhuǎn)移動，并在此過程中，大量的吸收燃燒室中燃料燃燒釋放的熱量，從而冷卻膨脹劑體積迅速膨脹，并致使旋轉(zhuǎn)速度加快，并最終從外涵道中噴射出，并與燃燒后的燃料通過殼體的冷卻膨脹段及加速收縮段，最終從噴嘴噴射到發(fā)動機(jī)外部。
[0020]且在火箭發(fā)動機(jī)運(yùn)行的同時(shí)，火箭液態(tài)燃料的氧化劑及還原劑優(yōu)化配比，并確?；鸺剂显谌紵覂?nèi)燃燒率保持較高水平，且在發(fā)動機(jī)運(yùn)行時(shí)，單位時(shí)間內(nèi)噴入的冷卻膨脹劑、氧化劑及還原劑的量的比例確保冷卻膨脹劑的數(shù)量與氧化劑及還原劑產(chǎn)生的熱量混合后的剩余溫度不低于冷卻膨脹劑、氧化劑及還原劑的臨界溫度。
[0021]本發(fā)明采用了燃料直噴方式，簡化了火箭發(fā)動機(jī)的結(jié)構(gòu)，降低了體積及重量，且便于生產(chǎn)及維護(hù)，同時(shí)利用了液態(tài)燃料燃燒前汽化膨脹產(chǎn)生的勢能，將該部分勢能也轉(zhuǎn)化為動能加以利用；采用冷卻膨脹劑吸收燃料釋放的熱量，實(shí)現(xiàn)液態(tài)到氣態(tài)的猛烈膨脹，在運(yùn)行中一方面可有效的降低發(fā)動機(jī)工作溫度，有助于提高發(fā)動機(jī)的隱蔽性和降低對發(fā)動機(jī)材料的要求，另一方面有效的提高了燃料熱量利用率及燃料燃燒膨脹過程中的動熱能轉(zhuǎn)化能力及利用效率，從而達(dá)到降低燃料消耗，提高發(fā)動機(jī)工作效率的目的。
[0022]以上詳細(xì)描述了本發(fā)明的較佳具體實(shí)施例。應(yīng)當(dāng)理解，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員無需創(chuàng)造性勞動就可以根據(jù)本發(fā)明的構(gòu)思作出諸多修改和變化。因此，凡本【技術(shù)領(lǐng)域】中技術(shù)人員依本發(fā)明的構(gòu)思在現(xiàn)有技術(shù)的基礎(chǔ)上通過邏輯分析、推理或者有限的實(shí)驗(yàn)可以得到的技術(shù)方案，皆應(yīng)在由權(quán)利要求書所確定的保護(hù)范圍內(nèi)。
【權(quán)利要求】
1.一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于:所述的高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)包括發(fā)動機(jī)殼體、點(diǎn)火裝置、氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴、冷卻膨脹劑噴嘴、燃燒室及噴口，所述殼體末端與噴口連通，所述的殼體從前端至后端依次分為燃燒段、冷卻膨脹段及加速收縮段，所述的燃燒室為管裝結(jié)構(gòu)并位于燃燒段內(nèi)，并于殼體同軸分布；所述燃燒室與殼體內(nèi)壁間距不低于1厘米，所述的燃燒室與殼體內(nèi)壁間構(gòu)成外涵道，且所述燃燒室前端另設(shè)錐形燃料混料段；所述的點(diǎn)火裝置、氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴均正對燃燒室前端的燃料混料段，且氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴以點(diǎn)火裝置對稱分布；所述的冷卻膨脹劑噴嘴至少兩個(gè)，均布在外涵道進(jìn)口處的殼體內(nèi)壁上；所述冷卻膨脹劑噴嘴的噴射方向指向噴口方向，并且與以冷卻膨脹劑噴嘴為切點(diǎn)的殼體的切線方向一致；以殼體軸線對稱分布的兩個(gè)冷卻膨脹劑噴嘴的噴射方向相反。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述的殼體由合金基材及包覆在基材外部的碳纖維絲、玻璃纖維絲構(gòu)成。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述的氧化劑噴嘴、還原劑噴嘴與點(diǎn)火裝置呈0° — 90。夾角。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述的冷卻膨脹劑噴嘴所噴射的冷卻膨脹劑為液氮、液態(tài)空氣。
5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述的氧化劑噴嘴和還原劑噴嘴所噴射的物質(zhì)均為液態(tài)。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述的噴口為拉瓦爾噴口。
7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種高效環(huán)保液體火箭發(fā)動機(jī)，其特征在于，所述冷卻膨脹劑噴嘴噴射方向與殼體軸線呈0° — 90。夾角。
【文檔編號】F02K9/42GK104481733SQ201410702084
【公開日】2015年4月1日 申請日期:2014年11月28日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月28日
【發(fā)明者】茍仲武 申請人:茍仲武