本发明专利技术公开了一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机，包括从上至下依次连接的直列式点火器、喷注头腔、喷注面板、燃烧室和喷管。含能颗粒凝胶推进剂从喷注头腔径向的两个DN4接管嘴进入，喷注头腔顶部安装有直列式点火器，用于引燃推进剂；喷注面板上圆周均布多对带有收缩孔的撞击式喷嘴，并与喷注头腔和燃烧室通过螺栓固连；燃烧室内部粘贴有绝热材料，喷管内部粘贴有多种绝热材料。该发动机通过改进的撞击式喷嘴增强含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的雾化效果，并采用多界面热防护喷管结构保证发动机长时间可靠工作。喷管结构保证发动机长时间可靠工作。喷管结构保证发动机长时间可靠工作。
【技术实现步骤摘要】
一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机
[0001]本专利技术涉及一种单组元凝胶发动机，特别是涉及一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机。
技术介绍
[0002]近年来，随着未来战争对武器系统和太空探索对航天运载工具性能需求的不断提高，空天飞行器对动力系统提出了高能量、智能变推、高紧凑、轻量化和快响应的要求。虽然各国致力于新型固体、液体推进剂的研制，但仍不能从根本上克服各自的缺点，难以同时满足大载荷比、低易损性、低成本等发动机的发展要求。因此，研究具有低特征信号、高能、钝感、环保的凝胶推进剂成为了各国的主要目标。
[0003]凝胶推进剂是指在液体推进剂中加入胶凝剂，使其流变特性发生改变，从而形成胶状物质，在一定的剪切应力作用下能恢复液态，并与原推进剂有相近物理性质。由于胶凝剂的添加会使凝胶推进剂内部的微观结构发生改变，形成独特的内部网格结构，这种结构的存在使得固体颗粒可以长期稳定的在其内部悬浮。因此，凝胶推进剂具有存储时安全，推进剂泄露的风险低，使用时流量可控等固体推进剂和液体推进剂的优点。
[0004]含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂属于氧燃同体推进剂，兼具了双组元推进剂比冲性能高和单组元推进剂发动机系统简单的优势，可实现贮箱自增压和深度节流，是航天领域内极具发展前途的一种新型高能无毒推进剂。
[0005]相比于固体火箭发动机，含能颗粒过氧化氢凝胶单组元发动机由于采用含能颗粒凝胶推进剂，比冲更高、推力调节能力更强；相比于液体火箭发动机，由于仅有一路供给系统，结构简单，更易进行推力调节和控制。由此可见，含能颗粒过氧化氢凝胶单组元发动机具备大范围连续推力调节、多次启停、长时间工作和智能随控的优势，是我国未来战略战术导弹、运载火箭、姿轨控动力系统、着陆器动力系统等的理想动力选择。
[0006]目前，常见的凝胶推进剂发动机多为双组元发动机，氧化剂和燃料分开供应，冷却方案较为丰富成熟，常用的冷却方式有液膜冷却、再生冷却、涡流冷却等，但双组元凝胶发动机由于需要至少两路推进剂供应系统，存在结构复杂、推重比小等缺点，不能满足型号工程应用技术要求。
[0007]南京理工大学应卓君等人提出了一种镁凝胶二氧化碳发动机(202110008417.2)，发动机头部分别有二氧化碳和镁凝胶供应管路，采用内外混旋流气泡雾化的方式增强对含金属悬浮物凝胶推进剂的雾化效果，采用涡流冷却保证燃烧室的可靠工作。
[0008]西安航天动力研究所刘新华在第六界空天动力联合会议发表了一篇《双组元凝胶推进剂3000N发动机技术研究》，3000N发动机头部分别有凝胶四氧化二氮和凝胶一甲基肼推进剂供应管路，通过液膜冷却实现了发动机10s左右的可靠工作。
[0009]针对单组元氧燃同体推进剂发动机，西安航天动力研究所张锋等人提出了一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室(202110505829.7)，NOFXB推进剂和含铝颗粒过氧化氢凝胶推进剂都属于氧化剂和燃料复合为一体的推进剂，张锋等人通过在冷却通道设置由
金属粉末烧结而成的多孔介质材料，增加燃烧室壁面的换热面积降低了燃烧室壁面温度和温度梯度，从而实现对燃烧室壁面的可靠冷却。但是这种冷却方案加工难度大，冷却通道的孔径和孔隙率难以精确测算，存在一定的安全隐患。而且对于凝胶推进剂这种粘性较大的推进剂而言，冷却通道流阻过大，影响发动机性能。
[0010]综上，双组元凝胶发动机由于需要至少两路推进剂供应管路，存在结构复杂、推重比小等缺点，不能满足型号工程应用技术要求。此外，含能颗粒凝胶推进剂具有复杂的流动、流变及雾化特性，燃烧温度高达3600K以上，常用的液膜冷却、再生冷却、涡流冷却等均不适用于燃烧室的冷却，现有冷却方案下的单组元凝胶发动机难以实现长时间可靠工作，对于燃烧室的冷却方案提出了极高的要求。
技术实现思路
[0011]本专利技术的目的在于提供一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机，在满足含能凝胶单组元发动机雾化和冷却需求的同时，通过尽可能简单的系统结构实现发动机长时间可靠工作。
[0012]一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机，从上至下依次为喷注头腔、喷注面板、燃烧室和喷管。含能颗粒凝胶推进剂从喷注头腔径向的两个DN4焊接接管嘴进入，喷注头腔顶部安装有直列式点火器，用于引燃推进剂。喷注面板上圆周均布多对带有收缩孔的撞击式喷嘴，并与喷注头腔和燃烧室通过螺栓固连。燃烧室内部粘贴有绝热材料，喷管内部粘贴有多种绝热材料。发动机通过改进的撞击式喷嘴增强含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的雾化效果，并采用多界面热防护喷管结构保证发动机长时间可靠工作。
[0013]本专利技术的技术方案具体如下：
[0014]一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机，包括从上至下依次同轴连接的直列式点火器、喷注头腔、喷注面板、燃烧室和喷管；
[0015]喷注头腔顶部中心开有通孔，直列式点火器的导焰管穿过通孔，下端插入喷注面板的中心通孔；喷注头腔径向安装有两个DN4接管嘴，用于稳定供应含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂；
[0016]喷注面板采用八对周向均布的撞击式喷嘴，其中内侧喷嘴从上到下向外侧倾斜，外侧喷嘴从上到下向内侧倾斜，每对喷嘴形成V字形结构；喷嘴结构带有收缩锥孔，收缩锥孔的角度在40
°
～60
°
之间，喷注孔出口直径在0.5～0.7mm之间；
[0017]燃烧室壳体呈圆筒状，内壁设置有燃烧室绝热层，燃烧室身部布置有测压嘴；
[0018]喷管采用多界面热防护结构，从喷管壳体向内依次为喷管绝热层、喷管耐烧蚀层、喷管喉衬，喷管绝热层、喷管耐烧蚀层、喷管喉衬依次以阶梯嵌入式的形式同轴放置于喷管壳体内。
[0019]优选的，所述喷注面板整体呈拱型结构。
[0020]优选的，所述燃烧室绝热层采用高硅氧酚醛树脂材料，测压嘴的测压孔直径为4mm，测压孔螺纹为M20
×
1.5
‑
6H。
[0021]优选的，所述喷管绝热层采用高硅氧酚醛树脂，喷管耐烧蚀层采用碳陶，喷管喉衬采用钨渗铜；所述喷管绝热层、喷管耐烧蚀层、喷管喉衬之间使用HX98
‑
1改性酚醛树脂粘接剂粘接，加压固化不少于48h，粘接间隙不超过0.2mm。
[0022]优选的，所述喷注头腔、喷注面板以及燃烧室壳体通过法兰结构和螺栓螺母固连，法兰结构上的凸环和凹槽采用O型密封圈进行密封处理。
[0023]优选的，所述燃烧室壳体与喷管壳体通过法兰结构和螺栓螺母固连，法兰结构上的凸环和凹槽采用O型密封圈进行密封处理。
[0024]本专利技术与现有技术相比，其显著优点是:
[0025](1)本专利技术的一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机,通过收缩型撞击式喷嘴保证雾化效果，收缩孔能够提高流体的剪切作用，降低推进剂的粘性，拱形结构的设计也方便加工，提高加工精度。
[0026](2)本专利技术采用模块化结构设计，采用可拆卸的喷注本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机，其特征在于，包括从上至下依次同轴连接的直列式点火器、喷注头腔、喷注面板、燃烧室和喷管；喷注头腔顶部中心开有通孔，直列式点火器的导焰管穿过通孔，下端插入喷注面板的中心通孔；喷注头腔径向安装有两个DN4接管嘴，用于稳定供应含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂；喷注面板采用八对周向均布的撞击式喷嘴，其中内侧喷嘴从上到下向外侧倾斜，外侧喷嘴从上到下向内侧倾斜，每对喷嘴形成V字形结构；喷嘴结构带有收缩锥孔，收缩锥孔的角度在40
°
～60
°
之间，喷注孔出口直径在0.5～0.7mm之间；燃烧室壳体呈圆筒状，内壁设置有燃烧室绝热层，燃烧室身部布置有测压嘴；喷管采用多界面热防护结构，从喷管壳体向内依次为喷管绝热层、喷管耐烧蚀层、喷管喉衬，喷管绝热层、喷管耐烧蚀层、喷管喉衬依次以阶梯嵌入式的形式同轴放置于喷管壳体内。2.根据权利要求1所述的一种应用含能颗粒过氧化氢凝胶推进剂的单组元发动机，其特征在于，所述喷注面板整体呈拱型结构。3.根据权利要求1所述的...
【专利技术属性】
技术研发人员：王伟宗，邓珞俊，胡任杰，陈常瑞，戴祺，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：
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