[发明专利]一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法

说明书

本发明公开了一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，设计螺旋嵌套式药柱的螺旋叶片的数量，以及调控向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；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；选取不同数量的螺旋叶片与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优选螺旋叶片数量的组合；本发明基于不同结构的螺旋嵌套式药柱耦合氧化剂的不同喷注方式，得到燃料后退移速率与燃烧特性差异。

技术领域

本发明涉及固液火箭发动机技术领域，具体涉及一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法。

背景技术

液体火箭发动机自身结构的复杂性决定了其制造和使用成本较高，而固体火箭发动机同时采用固体燃料和氧化剂导致其难以实现重复启动和推力调节。尽管上述两种火箭发动机仍不断发展，但使用单一液相或固相推进剂不能根除上述缺点。固液混合火箭发动机分别采用液体和固体材料作为氧化剂和燃料，可有效解决上述技术和成本问题，逐渐成为火箭推进系统研究的热点。

固液火箭发动机还存在的主要问题为，发动机工作过程中氧化剂与燃料比（O/F）不断改变，固液混合火箭的燃料流量不能直接控制，必须使用燃料回归率和燃烧面积来确定。因此，由于燃油回归率和燃烧面积在发动机工作过程中不断变化，氧化剂与燃料比（O/F）在运行过程中可能会发生变化，这最终会降低发动机的性能，带来发射成本的大幅度增加。

发明内容

本发明的目的在于提供一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，以解决现有技术中固液火箭发动机由于燃油回归率和燃烧面积在发动机工作过程中不断变化，氧化剂与燃料比（O/F）在运行过程中可能会发生变化，这最终会降低发动机的性能，带来发射成本的大幅度增加的技术问题。

为解决上述技术问题，本发明具体提供下述技术方案：

一种固液火箭发动机氧燃比偏移控制方法，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。

作为本发明的一种优选方案，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。

作为本发明的一种优选方案，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同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。

作为本发明的一种优选方案，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药柱的退移速率的影响规律。

作为本发明的一种优选方案，所述控制方法还包括：

改变同一螺旋嵌套药柱的螺旋叶片的螺旋角来改变自身退移速率特性。