[发明专利]一种直流冷壁式发动机燃烧室

说明书

本发明公开了一种直流冷壁式发动机燃烧室，包括依次连接的燃烧室上盖、燃烧室直线段、喷注段和喷管收敛扩张段，所述喷注段的外壁上沿周向布置有氧化剂集液腔、氧化剂喷注孔、燃料集液腔和燃料喷注孔，氧化剂和燃料分别从氧化剂再生冷却槽道和燃料再生冷却槽道进入氧化剂集液腔和燃料集液腔，然后从氧化剂喷注孔和燃料喷注孔流出形成射流，射流贴近燃烧室直线段内壁面但不与壁面接触，在燃烧室上盖上撞击雾化、掺混和燃烧，经过喷管收敛扩张段排出燃烧室。本发明的燃烧室可提高推进剂燃烧效率和燃烧室热防护能力，燃烧室整体结构简单，易于加工实现。

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，具体涉及一种直流冷壁式发动机燃烧室。

背景技术

火箭发动机比冲性能提高可以减少工作时的推进剂耗量，进而增加飞行器有效载荷或延长飞行器寿命。提高推进剂燃烧效率是提高发动机比冲性能的重要途径。对于液体火箭发动机，提高燃烧效率的同时会增加燃烧室热负荷，但热负荷过高将导致燃烧室材料难以承受。因此提高液体火箭发动机性能需要解决两大问题，一是改善推进剂雾化掺混效果，以提高燃烧效率，二是优化燃烧室热防护设计，以降低燃烧室工作温度。

推进剂雾化掺混通过喷注器完成，现有液体火箭发动机喷注器有直流式、针拴式、层板式、离心式等多种形式，其中离心式喷注器喷嘴壳体大，流量系数低，单位喷嘴面积上通过的流量较小；直流式、针拴式、层板式属于撞击雾化方式，但氧化剂和燃料流撞击距离太近，雾化效果改善难度较大。

在发动机燃烧室热防护方面，现有液体火箭发动机多采用了液膜冷却或复合冷却方式。对于液膜冷却一方面在高温壁面下容易发生膜沸腾而显著降低冷却效果，另一方面，液膜有限空间内难以有效参与燃烧反应，导致发动机性能损失。

发明内容

为解决上述现有技术中的缺陷，本发明提供了一种直流冷壁式发动机燃烧室，可提高推进剂燃烧效率和燃烧室热防护能力。

本发明的目的通过以下技术方案来实现：一种直流冷壁式发动机燃烧室，包括依次连接的燃烧室上盖、燃烧室直线段、喷注段和喷管收敛扩张段，所述喷注段的外壁上沿周向布置有氧化剂集液腔、氧化剂喷注孔、燃料集液腔和燃料喷注孔，氧化剂和燃料分别从氧化剂再生冷却槽道和燃料再生冷却槽道进入氧化剂集液腔和燃料集液腔，然后从氧化剂喷注孔和燃料喷注孔流出形成射流，射流贴近燃烧室直线段内壁面但不与壁面接触，在燃烧室上盖上撞击雾化、掺混和燃烧，经过喷管收敛扩张段排出燃烧室。

优选地，所述的氧化剂喷注孔和燃料喷注孔位于轴向不同截面。通过改变氧化剂喷注孔和燃料喷注孔与燃烧室轴线的夹角调整氧化剂和燃料射流在燃烧室上盖上的撞击点布置。

优选地，所述的燃烧室上盖为推进剂撞击雾化面板，通过改变其与燃烧室直线段的夹角调整氧化剂和燃料射流与燃烧室上盖的撞击角度。

优选地，所述的燃烧室直线段为圆筒形或锥筒形。

优选地，所述的氧化剂集液腔通过氧化剂喷注孔与燃烧室连通上。

优选地，所述的燃料集液腔通过燃料喷注孔与燃烧室连通。

相对于传统喷注器，本发明具有更远的射流撞击距离，可以提高推进剂雾化效果；通过改变氧化剂喷孔和燃料喷孔角度调整其在燃烧室上盖上的撞击点位置，从而强化掺混效果；通过射流孔周向近壁布置降低燃气对燃烧时壁面的热传递，通过射流沿程蒸发降低壁面附近燃气温度，喷注器的氧化剂集液腔和燃料集液腔对燃烧室收敛段进行对流冷却，从而提高燃烧室热防护能力，在内部热负荷较大时，推进剂可通过再生冷却槽道后再进入集液腔，进一步强化燃烧室冷却。燃烧室整体结构简单，易于加工实现。

附图说明

图1为本发明一个具体实施例锥筒形直流冷壁式发动机燃烧室结构示意图。

图2为本发明另一个具体实施例圆筒形直流冷壁式发动机燃烧室结构示意图。