[发明专利]一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法

权利要求书

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旋喷注方式，或与所述螺旋通道的螺旋方向相反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。

4.根据权利要求3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式药柱的退移速率的影响规律。

5.根据权利要求3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，所述控制方法还包括：

改变同一螺旋嵌套式药柱的螺旋叶片的螺旋角来改变自身退移速率特性。

6.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，

所述螺旋嵌套式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。

7.根据权利要求6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，

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。