[发明专利]基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室

说明书

本发明涉及一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室，以解决现有的液体火箭发动机液膜冷却和再生冷却无法满足NOFBX燃烧室冷却需求的问题。该推力室包括燃烧室、喷注器、电火花塞和推进剂入口导管。燃烧室包括内壳体、外壳体、盖板和环形堵盖，内壳体和外壳体同轴设置，两者之间形成第一通道，盖板设置在外壳体前端，环形堵盖设置在第一通道后端；喷注器包括喷注器主体和喷注器芯体，喷注器主体的环形喷注板前端面上设置有环形凹槽，槽底设置有多个直流喷注孔，喷注器芯体由第一多孔介质材料制成，设置在环形凹槽内；喷注器设置在内壳体前端内侧，与盖板之间形成第二通道，第一通道和第二通道内设置有由第二多孔介质材料制成的再生冷却通道芯体。

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室。

背景技术

NOFBX推进剂是一种由氧化亚氮与烃类燃料(乙烯、乙炔或乙烷)复合为一体的新型氧燃预混推进剂，其中“NOFB”代表氧化亚氮与烃类复合，“X”代表两个数字，第一个数字表示C2家族，其中1表示乙烷，2表示乙烯，3表示乙炔；第二个数字表示氧化剂与燃料的混合比。例如，NOFB29代表混合比为9的N₂O与C₂H₄的预混推进剂。NOFBX推进剂作为一种绿色无毒推进剂，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。

NOFBX推进剂中氧化剂和燃料复合为一体，其燃烧属于预混燃烧，在不采取防回火措施的情况下，发动机在点火启动过程中极易发生回火，即燃烧波由燃烧室向上游供应管路和推进剂贮箱传播，一旦发生回火，将在管路和贮箱内瞬间释放大量热量和燃气，最终导致爆炸。此外，NOFBX推进剂燃烧温度高达3200K以上，必须对发动机燃烧室采取可靠的冷却措施。

常规的液体火箭发动机液膜冷却和再生冷却等均不适用于NOFBX燃烧室的冷却，因为NOFBX推进剂是氧化剂和燃料复合为一体的推进剂，无法采用单一的燃料或氧化剂液膜对燃烧室壁面进行冷却，故液膜冷却方式不可行；同时，由于普通的再生冷却通道中存在较大的温度梯度，一旦局部壁温超过NOFBX推进剂的燃点，就会将NOFBX推进剂在再生冷却通道内点燃，进而会引起回火，最终会导致燃烧室、供应管路和贮箱的爆炸，故常规的再生冷却方式也不可行。

发明内容

本发明的目的是解决现有的液体火箭发动机液膜冷却和再生冷却无法满足NOFBX燃烧室冷却需求的问题，而提供一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室，可用于NOFBX推进剂的稳定点火燃烧。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：

一种基于微通道再生冷却技术的NOFBX推力室，其特征在于：包括燃烧室、喷注器、电火花塞和推进剂入口导管；

所述燃烧室包括内壳体、外壳体、盖板和环形堵盖；所述内壳体和外壳体同轴设置，两者之间形成第一通道；所述盖板固定安装在外壳体前端，且盖板与内壳体前端存有间距；所述环形堵盖固定安装在第一通道后端；

所述喷注器包括喷注器主体和喷注器芯体；所述喷注器主体包括环形喷注板和火花塞连接管；所述火花塞连接管后端与环形喷注板内边缘固连；所述环形喷注板的前端面上设置有环形凹槽，所述环形凹槽的槽底设置有多个轴向贯通的直流喷注孔；所述喷注器芯体为环状结构，由第一多孔介质材料制成，其设置在环形凹槽内；所述第一多孔介质材料的导热系数为15～20W/(m·K)；

所述喷注器主体固定安装在内壳体前端内侧，其火花塞连接管前端伸出盖板，火花塞连接管前端固定设置有火花塞安装座；所述电火花塞安装在火花塞安装座上，其点火端伸入火花塞连接管内；

所述盖板与喷注器之间形成与第一通道连通的第二通道；所述第一通道和第二通道内设置有再生冷却通道芯体，所述再生冷却通道芯体由第二多孔介质材料制成；所述第二多孔介质材料的导热系数为150～300W/(m·K)；