[发明专利]一种火箭发动机用防回火喷嘴

说明书

本发明提供了一种火箭发动机用防回火喷嘴，包括旋转芯体(1)、防回火环(2)和壳体(3)，所述防回火环(2)安装在旋转芯体(1)和壳体(3)之间，其内、外壁面分别紧贴旋转芯体(1)外壁面和壳体(3)内壁面，所述旋转芯体(1)上设置有积液腔(11)、切向孔(12)和旋流室(13)，所述壳体(3)上设置有喷口(31)和隔热材料(32)，推进剂沿由防回火环(2)、积液腔(11)、切向孔(12)、旋流室(13)和喷口(31)构成的流动通道流动，由积液腔(11)均配分流，在喷口出口形成均匀的锥形喷雾并雾化。本发明具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。

技术领域

本发明涉及一种火箭发动机用防回火喷嘴，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。

背景技术

氧化亚氮-燃料单元复合推进技术具有绿色无毒、比冲高和使用成本低等优点，是一种非常具备发展潜力的推进技术。氧化亚氮-燃料单元复合推进剂在点火、关机以及燃烧时，容易发生回火，导致供应系统爆炸，存在安全隐患。常规防回火措施(例如水封、分子封和微孔吸热等)，存在结构笨重、飞行环境失效以及降低推进系统效率等缺陷，在火箭推进领域不适用。研制一种兼顾发动机性能和防回火的喷嘴，成为液体火箭推进行业研制难题。

目前国内没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种火箭发动机用防回火喷嘴，兼顾防回火和高效燃烧功能。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案如下：

一种火箭发动机用防回火喷嘴，该喷嘴由旋转芯体、防回火环和壳体组成，旋转芯体上设置有积液腔、切向孔和旋流室，防回火环安装在旋转芯体和壳体之间，其内外壁面分别紧贴旋转芯体外壁面、壳体内壁面，构成推进剂进入旋转芯体的流动通道，壳体上设置有喷口和隔热材料；喷口与推进剂积液腔、切向孔、旋流室和防回火环形成了推进剂在喷嘴内流动的通道。推进剂依次沿由防回火环、积液腔、切向孔、旋流室和喷口构成的流动通道流动，由积液腔均配分流，在喷口出口形成均匀地锥形喷雾并雾化，通过离心喷嘴实现对燃料高效雾化，保证了发动机燃烧性能。

所述防回火环为疏松多孔材质。

所述疏松多孔材质包括多孔陶瓷、多层烧结网、编织机体或细颗粒堆积物。

为增强防回火功能，根据推进剂类型，对防回火环空隙表面进行工艺处理，使其具有负催化功能。

所述推进剂为氧化剂与燃料的复合推进剂。

包括氧化亚氮-燃料单元复合推进剂、氧/碳氢燃料混合推进剂或空气/碳氢燃料混合推进剂。

所述积液腔布置在切向孔入口，起到均流分配作用，使推进剂均匀地进入切向孔，最终在喷口形成均匀喷雾。

所述喷口为收缩口，抑制高温火焰向旋流室以及整个上游流动通道的传热。

所述隔热材料布置在壳体外表面，降低了高温燃气对喷嘴的传热。

所述隔热材料包括涂覆的隔热涂层或者包覆的隔热层。

本发明与现有技术相比的优点在于：

1、通过切向孔和防回火环的微孔效应，阻止了火焰向上游的传播，起到防回火功能；

2、通过防回火环表面介质的负催化作用抑制推进剂在流动通道内发生燃烧，增强了防回火功能；

3、通过收缩形的喷口以及隔热材料降低了高温燃气对喷嘴以及上游流到的传热，增强了防回火作用。