一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法技术

本发明专利技术属于航空航天技术领域，针对涡流燃烧冷壁发动机提供了一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法，给出了另一种组元的喷注位置与方式。该方法根据燃料组元和氧化剂组元燃烧的总包反应式，比较其中的反应物化学计量系数，选择体积流量较大的组元进行切向喷注，喷射另一种组元的喷嘴在燃烧室头部沿周向均匀分布，喷嘴轴线与发动机轴线平行，其分布圆直径为燃烧室直径的0.72倍。本发明专利技术的效果和益处是可以显著降低涡流燃烧冷壁发动机喷管内侧的燃气温度，同时不降低发动机性能。

【技术实现步骤摘要】
一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法
本专利技术属于航空航天
，涉及到液体火箭发动机设计技术，特别涉及到一种在燃烧室内利用旋涡流动对壁面进行隔热冷却的发动机设计技术。
技术介绍
液体火箭发动机一般采用圆柱形燃烧室，头部为平面式喷注器。燃料和氧化剂从头部喷注器经喷嘴喷入燃烧室，在燃烧室内进行燃烧反应生成高温燃气，高温燃气流经拉瓦尔喷管加速并产生推力。在液体火箭发动机燃烧室中，燃烧温度很高，例如氢氧的燃烧温度达到3000℃以上，远远超过了许多金属的熔点，因此燃烧室必须使用耐高温材料制造并采取特殊的冷却技术。极高的热负荷不仅提高了发动机的成本，而且使发动机难以长时间可靠工作。在2002年，美国轨道技术公司公布了一种新型的火箭发动机燃烧室方案，称之为涡流燃烧冷壁发动机。其燃烧室壁面温度可以达到非常低的水平，试验的气氢气氧燃烧室侧壁温度低达300℃，可以采用透明的丙烯酸树脂作为燃烧室材料。如此低的壁温水平不仅极大地降低了推力室的制造成本，而且很容易达到延长使用寿命、可重复使用和提高安全性的目的。现有的涡流燃烧冷壁发动机方案是利用氧化本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法，其特征在于，当两种推进剂组元均为气体时，按照如下的方法选取：/n(1)写出推进剂组元A和B燃烧的总包反应表达式/naA+bB＝cC+dD/n其中C、D表示产物，其数量遵循实际情况，a，b，c，d是对应的化学计量系数；/n(2)若a>b，则喷嘴(4)喷注推进剂A；若a<b，则直流喷嘴(4)喷注推进剂B；若a＝b，则直流喷嘴(4)喷注A、B中分子量较大的。/n

【技术特征摘要】
1.一种改善涡流燃烧冷壁发动机性能的方法，其特征在于，当两种推进剂组元均为气体时，按照如下的方法选取：
(1)写出推进剂组元A和B燃烧的总包反应表达式
aA+bB＝cC+dD
其中C、D表示产物，其数量遵循实际情况，a，b，c，d是对应的化学计量系数；
(2)若a>b，则喷嘴(4)喷注推进剂A；若a<b，则直流喷嘴(4)喷注推进剂B；若a＝b，则...

【专利技术属性】
技术研发人员：孙得川，林庆国，刘昌国，金盛宇，田增，
申请(专利权)人：大连理工大学，上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21