一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法技术

本发明专利技术公开了一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，设计螺旋嵌套式药柱的螺旋叶片的数量，以及调控向螺旋嵌套式药柱内的燃烧通道通入的氧化剂的喷注方式来调节燃面退移速率；选取同一数量的螺旋叶片的螺旋嵌套式药柱与不同喷注方式的组合进行氧燃比测试，以获得喷注方式对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选喷注方式；选取不同数量的螺旋叶片与优选喷注方式螺旋叶片进行氧燃比测试，以获得螺旋叶片数量对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选螺旋叶片数量，进而获得优选喷注方式与优选螺旋叶片数量的组合；本发明专利技术基于不同结构的螺旋嵌套式药柱耦合氧化剂的不同喷注方式，得到燃料后退移速率与燃烧特性差异。到燃料后退移速率与燃烧特性差异。到燃料后退移速率与燃烧特性差异。

【技术实现步骤摘要】
一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法


[0001]本专利技术涉及固液火箭发动机
，具体涉及一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法。

技术介绍

[0002]液体火箭发动机自身结构的复杂性决定了其制造和使用成本较高，而固体火箭发动机同时采用固体燃料和氧化剂导致其难以实现重复启动和推力调节。尽管上述两种火箭发动机仍不断发展，但使用单一液相或固相推进剂不能根除上述缺点。固液混合火箭发动机分别采用液体和固体材料作为氧化剂和燃料，可有效解决上述技术和成本问题，逐渐成为火箭推进系统研究的热点。
[0003]固液火箭发动机还存在的主要问题为，发动机工作过程中氧化剂与燃料比（O/F）不断改变，固液混合火箭的燃料流量不能直接控制，必须使用燃料回归率和燃烧面积来确定。因此，由于燃油回归率和燃烧面积在发动机工作过程中不断变化，氧化剂与燃料比（O/F）在运行过程中可能会发生变化，这最终会降低发动机的性能，带来发射成本的大幅度增加。

技术实现思路

[0004]本专利技术的目的在于提供一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，以解决现有技术中固液火箭发动机由于燃油回归率和燃烧面积在发动机工作过程中不断变化，氧化剂与燃料比（O/F）在运行过程中可能会发生变化，这最终会降低发动机的性能，带来发射成本的大幅度增加的技术问题。
[0005]为解决上述技术问题，本专利技术具体提供下述技术方案：一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，包括如下步骤：步骤100、采用螺旋叶片在药柱的燃烧通道内壁形成螺旋通道的螺旋嵌套式药柱，并通过设计螺旋叶片的数量，以及调控向所述螺旋嵌套式药柱内的燃烧通道通入的氧化剂的喷注方式来调节燃面退移速率；步骤200、选取同一数量的螺旋叶片的螺旋嵌套式药柱与不同喷注方式的组合进行氧燃比测试，以获得喷注方式对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选喷注方式；步骤300、选取不同数量的螺旋叶片与所述优选喷注方式螺旋叶片进行氧燃比测试，以获得螺旋叶片数量对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选螺旋叶片数量，进而获得优选喷注方式与所述优选螺旋叶片数量的组合。
[0006]作为本专利技术的一种优选方案，所述氧燃比测试为：测试在不同氧化剂流量下氧燃比的稳定性；所述优选喷注方式和所述优选螺旋叶片数量为氧燃比最大稳定性下的喷注方式和螺旋叶片数量。
[0007]作为本专利技术的一种优选方案，所述喷注方式包括沿所述螺旋嵌套式药柱轴向的直
流喷注方式、与所述螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向的同旋喷注方式，或与所述螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向的反旋喷注方式；所述优选喷注方式为同旋喷注方式。
[0008]作为本专利技术的一种优选方案，所述控制方法还包括：改变所述同旋喷注方式的喷注孔数量、喷注孔大小以及喷射角来改变喷注器对同一螺旋嵌套药柱的退移速率的影响规律。
[0009]作为本专利技术的一种优选方案，所述控制方法还包括：改变同一螺旋嵌套药柱的螺旋叶片的螺旋角来改变自身退移速率特性。
[0010]作为本专利技术的一种优选方案，所述螺旋嵌套药柱包括均由低退移速率燃料形成的基体和多个均匀分布在所述基体内壁的螺旋叶片，所述燃烧通道形成于所述基体的中心位置，在相邻所述螺旋叶片之间形成螺旋通道，在所述螺旋通道内填充有高退移速率燃料；且所述螺旋叶片在高退移速率燃料燃烧过程中仍保持通道结构。
[0011]作为本专利技术的一种优选方案，基于所述低退移速率燃料和高退移速率燃料的退移速率的差异性，所述螺旋嵌套式药柱在燃烧过程中逐渐生成内螺旋结构。
[0012]本专利技术与现有技术相比较具有如下有益效果：本专利技术基于不同结构的螺旋嵌套式药柱耦合氧化剂的不同喷注方式，得到燃料后退移速率与燃烧特性差异，实现对固液火箭发动机燃烧过程中氧燃比偏移问题的有效控制，此方法仅需针对某种特定的发动机尺寸及工况找到与其适配的喷注器与药柱结构，工程应用更易于实现，方便得到旋流喷注器与嵌套螺旋式药柱的组合方式，提高退移速率的提升，并以此提高发动机的推力。
附图说明
[0013]为了更清楚地说明本专利技术的实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是示例性的，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图引伸获得其它的实施附图。
[0014]图1为本专利技术实施例提供的喷注器与螺旋嵌套式药柱组合方式的框架示意图；图2为本专利技术实施例提供的螺旋嵌套式药柱的燃料组成结构示意图；图3为本专利技术实施例提供的不同结构的螺旋嵌套式药柱的结构示意图；图4为本专利技术实施例提供的同旋喷注器的俯视结构示意图；图5为本专利技术实施例提供的不同结构螺旋嵌套式药柱和不同形式的旋流器耦合实验的结果图。
具体实施方式
[0015]下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。
[0016]如图1所示，本专利技术提供了一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，本方法基于
不同结构的螺旋嵌套式药柱与氧化剂的不同喷注方式耦合，以试验得到后退移速率与燃烧特性的差异，具体包括以下步骤：一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤100、采用螺旋叶片在药柱的燃烧通道内壁形成螺旋通道的螺旋嵌套式药柱，并通过设计螺旋叶片的数量，以及调控向螺旋嵌套式药柱内的燃烧通道通入的氧化剂的喷注方式来调节燃面退移速率。
[0017]在步骤100中，螺旋嵌套式药柱由两种具备不同退移速率的燃料构成，其中，将低退移速率燃料制备为一个具有多组螺旋叶片的药柱基体，将高退移速率燃料填充在相邻两个药柱基体的孔隙内。
[0018]螺旋嵌套药柱包括均由低退移速率燃料形成的基体和多个均匀分布在基体内壁的螺旋叶片，燃烧通道形成于基体的中心位置，在相邻螺旋叶片之间形成螺旋通道，在螺旋通道内填充有高退移速率燃料；且叶片在高退移速率燃料燃烧过程中仍保持通道结构。
[0019]因此本实施方式通过改变药柱基体的螺旋叶片的数量以及每个螺旋叶片的螺旋角，以形成不同结构的螺旋嵌套式药柱，并通过不同结构的螺旋嵌套式药柱来精调螺旋嵌套式药柱整体的退移速率特征。
[0020]具体如图2所示，基于低退移速率燃料和高退移速率燃料的退移速率的差异性，螺旋嵌套式药柱在燃烧过程中逐渐生成一个内螺旋结构，该结构可增加燃气在燃料通道的驻留时间，有助于提升药柱的燃面退移速率和燃烧效率，其中，药柱燃面的退移速率越大，则燃烧效率越大。
[0021]步骤200、选取同一数量的螺旋叶片的螺旋嵌套式药柱与不同喷注方式的组合进行氧燃比测试，以获得喷注方式对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选喷注方式。
[0022]喷注方式包括沿螺旋嵌套式药柱轴向的直流喷注方式、与螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向的同旋本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤100、采用螺旋叶片在药柱的燃烧通道内壁形成螺旋通道的螺旋嵌套式药柱，并通过设计螺旋叶片的数量，以及调控向所述螺旋嵌套式药柱内的燃烧通道通入的氧化剂的喷注方式来调节燃面退移速率；步骤200、选取同一数量的螺旋叶片的螺旋嵌套式药柱与不同喷注方式的组合进行氧燃比测试，以获得喷注方式对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选喷注方式；步骤300、选取不同数量的螺旋叶片与所述优选喷注方式螺旋叶片进行氧燃比测试，以获得螺旋叶片数量对燃面退移速率的影响规律，进而获得优选螺旋叶片数量，进而获得优选喷注方式与所述优选螺旋叶片数量的组合。2.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，其特征在于，所述氧燃比测试为：测试在不同氧化剂流量下氧燃比的稳定性；所述优选喷注方式和所述优选螺旋叶片数量为氧燃比最大稳定性下的喷注方式和螺旋叶片数量。3.根据权利要求1所述的一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，其特征在于，所述喷注方式包括沿所述螺旋嵌套式药柱轴向的直流喷注方式、与所述螺旋通道的螺旋方向相同的旋流方向的同...

【专利技术属性】
技术研发人员：王泽众，林鑫，张泽林，罗家枭，孟东东，李飞，余西龙，
申请(专利权)人：中国科学院力学研究所，
类型：发明
国别省市：