[发明专利]一种双或三组元连续旋转爆震发动机

说明书

本发明公开了一种双或三组元连续旋转爆震发动机，包括喷注面板、燃烧室壳体和内喷注器；内喷注器同轴插设在燃烧室壳体前端；位于内喷注器下游的燃烧室壳体的内腔形成为燃烧室；内喷注器与燃烧室壳体前端之间形成环缝状的氧化剂喷注通道；内喷注器的中心设有燃料一集腔，内喷注器朝向燃烧室的外侧壁上设有外凸环，外凸环能使得氧化剂喷注通道形成为收缩扩张段结构；位于外凸环下游的内喷注器侧壁上沿周向均匀布设有若干个燃料一喷孔；燃烧室壳体前端沿周向均匀布设有若干个燃料二喷孔。本发明根据需要可关闭其中一条通道组成二组元喷注模式。在实现双/三组元连续旋转爆震的同时具有良好的掺混效果，保证燃烧的顺利进行。

技术领域

本发明涉及空间推进技术领域，特别是一种双或三组元连续旋转爆震发动机。

背景技术

随着航天事业的发展，大推力、高燃烧效率的火箭发动机不断涌现，但由此带来的高频不稳定燃烧问题成为研制中的关键技术之一。高频不稳定燃烧具有极强的破坏性，发生高频不稳定燃烧时，燃烧室局部区域的传热率将会增加数倍，对喷注器和壁面造成严重烧蚀，甚至可以在不到1s的时间内烧穿、烧毁整个发动机。因此，深入研究不稳定燃烧机理，寻求解决不稳定燃烧的方法具有深远的现实价值。

此外，不同燃料的物性及化学活性有较大差异，以往的研究发现，实验中复现煤油与氧气反应的燃烧不稳定现象较困难，而加入一定比例的氢气后能让情况得到明显改善，其中的机理还未得到充分阐释。因此无论是研究液体火箭发动机燃烧不稳定现象还是多组分燃料的燃烧机理，可靠的多组分燃烧器都是具有实际意义的。

现有技术中，用实验法研究高频不稳定燃烧主要采用双组元喷注方案，部分三组元喷注方案也还存在着如下不足：

1、如图1所示，现有多组元喷注方案常采用多股圆柱射流对撞式，一方面要保证三股射

流在空间同一点进行撞击，另一方面，要求撞击后的喷雾方向正对下游，导致对设计及加工精度提出了极高的要求，稍稍偏差将引起不良混合。

2、现有的三组元喷注器为了保证喷雾方向正对下游，对各组射流的动量比进行了精确设计，调整流量配比或关闭其中某一股通道，将导致喷雾方向发生剧烈变化，因此此类喷注器只能用于设计工况下的三组元燃烧反应，需要与二组元燃烧反应进行对比试验时需要重新设计，这不仅耗时费力，还增加了变量，使实验数据的可靠性大打折扣。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种双或三组元连续旋转爆震发动机，该双或三组元连续旋转爆震发动机具有三组喷注通道，分别为位于中间呈环缝状的通道为氧化剂喷注通道、以及位于两侧且均呈以小孔喷射的燃料一喷注通道和燃料二喷注通道。其中，氧化剂将以面射流的形式进入燃烧室，燃料一和燃料二分别从氧化剂面射流的两侧撞击掺混，圆柱射流与面射流的对撞规避了三股圆柱射流对撞的困难，保证了氧化剂与燃料能够稳定对撞，从而具有良好的混合效果。同时能实现三组元或两组元喷射的任意切换。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种双或三组元连续旋转爆震发动机，包括喷注面板、燃烧室壳体和内喷注器。

喷注面板安装在燃烧室壳体的前端开口侧，喷注面板上设置有氧化剂加注口和燃料一加注口。

内喷注器同轴插设在燃烧室壳体前端，且安装在喷注面板的内侧壁上。位于内喷注器下游的燃烧室壳体的内腔形成为燃烧室。

内喷注器与燃烧室壳体前端之间形成环缝状且与氧化剂加注口相连通的氧化剂喷注通道。

内喷注器的中心设置有与燃料一加注口相连通的燃料一集腔，内喷注器朝向燃烧室的外侧壁上设置有外凸环，外凸环能使得氧化剂喷注通道形成为收缩扩张段结构。

位于外凸环下游的内喷注器侧壁上沿周向均匀布设有若干个燃料一喷孔。