本發(fā)明涉及一種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用防回火噴嘴，兼顧防回火和高效燃燒功能，適用于其他對(duì)性能要求高但易發(fā)生回火的發(fā)動(dòng)機(jī)和燃燒裝置。

背景技術(shù)：

氧化亞氮-燃料單元復(fù)合推進(jìn)技術(shù)具有綠色無毒、比沖高和使用成本低等優(yōu)點(diǎn)，是一種非常具備發(fā)展?jié)摿Φ耐七M(jìn)技術(shù)。氧化亞氮-燃料單元復(fù)合推進(jìn)劑在點(diǎn)火、關(guān)機(jī)以及燃燒時(shí)，容易發(fā)生回火，導(dǎo)致供應(yīng)系統(tǒng)爆炸，存在安全隱患。常規(guī)防回火措施(例如水封、分子封和微孔吸熱等)，存在結(jié)構(gòu)笨重、飛行環(huán)境失效以及降低推進(jìn)系統(tǒng)效率等缺陷，在火箭推進(jìn)領(lǐng)域不適用。研制一種兼顧發(fā)動(dòng)機(jī)性能和防回火的噴嘴，成為液體火箭推進(jìn)行業(yè)研制難題。

目前國(guó)內(nèi)沒有發(fā)現(xiàn)同本發(fā)明類似技術(shù)的說明或報(bào)道，也尚未收集到國(guó)內(nèi)外類似的資料。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)中的缺陷，本發(fā)明的目的是提供一種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用防回火噴嘴，兼顧防回火和高效燃燒功能。

為達(dá)到上述目的，本發(fā)明所采用的技術(shù)方案如下：

一種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用防回火噴嘴，該噴嘴由旋轉(zhuǎn)芯體、防回火環(huán)和殼體組成，旋轉(zhuǎn)芯體上設(shè)置有積液腔、切向孔和旋流室，防回火環(huán)安裝在旋轉(zhuǎn)芯體和殼體之間，其內(nèi)外壁面分別緊貼旋轉(zhuǎn)芯體外壁面、殼體內(nèi)壁面，構(gòu)成推進(jìn)劑進(jìn)入旋轉(zhuǎn)芯體的流動(dòng)通道，殼體上設(shè)置有噴口和隔熱材料；噴口與推進(jìn)劑積液腔、切向孔、旋流室和防回火環(huán)形成了推進(jìn)劑在噴嘴內(nèi)流動(dòng)的通道。推進(jìn)劑依次沿由防回火環(huán)、積液腔、切向孔、旋流室和噴口構(gòu)成的流動(dòng)通道流動(dòng)，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(shí)現(xiàn)對(duì)燃料高效霧化，保證了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能。

所述防回火環(huán)為疏松多孔材質(zhì)。

所述疏松多孔材質(zhì)包括多孔陶瓷、多層燒結(jié)網(wǎng)、編織機(jī)體或細(xì)顆粒堆積物。

為增強(qiáng)防回火功能，根據(jù)推進(jìn)劑類型，對(duì)防回火環(huán)空隙表面進(jìn)行工藝處理，使其具有負(fù)催化功能。

所述推進(jìn)劑為氧化劑與燃料的復(fù)合推進(jìn)劑。

包括氧化亞氮-燃料單元復(fù)合推進(jìn)劑、氧/碳?xì)淙剂匣旌贤七M(jìn)劑或空氣/碳?xì)淙剂匣旌贤七M(jìn)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(jìn)劑均勻地進(jìn)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(gè)上游流動(dòng)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?xì)鈱?duì)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(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：

1、通過切向孔和防回火環(huán)的微孔效應(yīng)，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(huán)表面介質(zhì)的負(fù)催化作用抑制推進(jìn)劑在流動(dòng)通道內(nèi)發(fā)生燃燒，增強(qiáng)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?xì)鈱?duì)噴嘴以及上游流到的傳熱，增強(qiáng)了防回火作用。

通過噴嘴流動(dòng)通道的微孔效應(yīng)、負(fù)催化作用以及隔熱作用抑制推進(jìn)劑在流動(dòng)通道內(nèi)發(fā)生燃燒，抑制火焰向上游的傳播，達(dá)到了防回火作用；通過離心噴嘴實(shí)現(xiàn)對(duì)燃料高效霧化，保證了發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒性能。

附圖說明

通過閱讀參照以下附圖對(duì)非限制性實(shí)施例所作的詳細(xì)描述，本發(fā)明的其它特征、目的和優(yōu)點(diǎn)將會(huì)變得更明顯：

圖1是本發(fā)明一種火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用防回火噴嘴的縱向剖面示意圖；

圖2是圖1沿A-A向的剖面圖；

圖3是本發(fā)明旋轉(zhuǎn)芯體的縱向剖面示意圖；

圖4是圖3沿B-B向的剖面圖；

圖5是本發(fā)明殼體的縱向剖面示意圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。以下實(shí)施例將有助于本領(lǐng)域的技術(shù)人員進(jìn)一步理解本發(fā)明，但不以任何形式限制本發(fā)明。應(yīng)當(dāng)指出的是，對(duì)本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員來說，在不脫離本發(fā)明構(gòu)思的前提下，還可以做出若干變化和改進(jìn)。這些都屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。

如圖1～圖5所示，本發(fā)明所提供的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用防回火噴嘴，由旋轉(zhuǎn)芯體1、防回火環(huán)2和殼體3等組成。旋轉(zhuǎn)芯體1上設(shè)置有積液腔11、切向孔12和旋流室13，如圖3、圖4所示。防回火環(huán)2為疏松多孔材質(zhì)，安裝在旋轉(zhuǎn)芯體1和殼體3之間，其內(nèi)外壁面分別緊貼旋轉(zhuǎn)芯體1外壁面、殼體3內(nèi)壁面，構(gòu)成推進(jìn)劑進(jìn)入旋轉(zhuǎn)芯體1的流動(dòng)通道。殼體3上設(shè)置有噴口31和隔熱材料32，如圖5所示。

噴口31與推進(jìn)劑積液腔11、切向孔12、旋流室13和防回火環(huán)2形成了推進(jìn)劑在噴嘴內(nèi)流動(dòng)的通道。推進(jìn)劑依次沿由防回火環(huán)2、積液腔11、切向孔12、旋流室13和噴口31構(gòu)成的流動(dòng)通道流動(dòng)，積液腔11布置在切向孔12入口，起到均流分配作用，使推進(jìn)劑均勻地進(jìn)入切向孔12，最終在噴口31形成均勻噴霧。

切向孔12和防回火環(huán)2具有微孔效應(yīng)，能夠快速吸收高溫火焰的熱量，降低推進(jìn)劑燃燒速度，阻止了火焰向上游的傳播，起到防回火功能。

根據(jù)推進(jìn)劑類型，本發(fā)明對(duì)防回火環(huán)2空隙表面經(jīng)過工藝處理，具有負(fù)催化作用，增強(qiáng)噴嘴防回火功能。

殼體3上設(shè)置的收縮形的噴口31以及布置在殼體外表面的隔熱材料32，降低了高溫燃?xì)鈱?duì)噴嘴以及上游流到的傳熱，起到了進(jìn)一步防回火功效。

隔熱材料32包括涂覆的隔熱涂層或者包覆的隔熱層。

采用本發(fā)明火箭發(fā)動(dòng)機(jī)用防回火噴嘴，保證了推進(jìn)劑均勻霧化，有效降低了高溫火焰向噴嘴的熱傳遞，抑制了推進(jìn)劑在流到內(nèi)的燃燒反應(yīng)，能夠阻止火焰向上游的傳播，起到了防回火作用。

以上對(duì)本發(fā)明的具體實(shí)施例進(jìn)行了描述。需要理解的是，本發(fā)明并不局限于上述特定實(shí)施方式，本領(lǐng)域技術(shù)人員可以在權(quán)利要求的范圍內(nèi)做出各種變化或修改，這并不影響本發(fā)明的實(shí)質(zhì)內(nèi)容。在不沖突的情況下，本申請(qǐng)的實(shí)施例和實(shí)施例中的特征可以任意相互組合。