一种单组元液体推进剂火箭发动机的制作方法

1.本发明属于火箭发动机技术领域，涉及一种单组元液体推进剂火箭发动机。


背景技术：

2.单组元液体推进剂是指通过自身分解或自身燃烧提供能量和工质的液体推进剂。它在贮存环境下是安定的，但在有热源或催化剂存在时，会释放出大量的热和气体。单组元液体推进剂可以是在分子中同时含有可燃元素和氧的化合物(如硝基甲烷)，也可以是在常温下互不发生化学反应的安定的混介物(如过氧化氢-甲醇)，还可以是分解时能放州大量热和气体的吸热化合物(如肼)。单组元液体推进剂虽能量较低，但推进系统简单，便于控制，适用于脉冲工作，因此广泛用于姿态控制和轨道控制发动机，也可用于燃气发生器。
3.单组元发动机多用于卫星姿态调整，很少在运载火箭以及导弹等响应特性较高的场合采用。但该系统控制过程相对容易实现、结构易于设计、生产周期短、成本低，加之近年来商业航天的迅速发展，单组元发动机在运载火箭上也开始逐渐得到应用，因而其在动力系统中仍有一定的市场占有率。
4.单组元发动机相比双组元液体发动机的比冲较低，响应时间长且在工作中对推进剂供应压力的波动较为敏感，高温条件下的催化燃烧为扩散控制阶段，催化反应速率会随着反应物浓度的变化而发生剧烈反应。
5.单组元火箭发动机采用了传统的催化燃烧模式，由于该系统在工作过程会承受来自多方面的冲击，如阀门开关、贮箱膜片振动以及发动机交替工作等会造成催化床中的推进剂浓度不断变化，因而推进剂的波动不可避免。发动机在高温条件下推进剂反应速率对反应物浓度的变化较为敏感，其对推进剂供应系统复杂变化规律的适应性较差，热态工作过程推进剂浓度波动容易导致发动机爆炸。


技术实现要素：

6.有鉴于此，本发明的目的在于解决单组元火箭发动机催化燃烧过程中推进剂的浓度波动问题，提供了一种单组元液体推进剂火箭发动机。
7.为达到上述目的，本发明提供如下技术方案：
8.一种单组元液体推进剂火箭发动机，包括燃烧室与设于燃烧室一端的推力室，所述燃烧室内设有催化区，所述燃烧室远离所述推力室的一端设有与推进剂供应系统连接的推进剂分配器，所述推进剂分配器与所述催化区之间设有沿发动机轴线依次设置的破碎蒸发区、饱和蒸汽区、吸附区；通过所述饱和蒸汽区进行稳压，平衡推进剂供应系统供应压力波动导致的推进剂流量变化；所述吸附区内设有吸附剂与催化剂，催化剂比表面积大于吸附剂比表面积，推进剂在吸附剂表面的外扩散阻力小于催化剂，推进剂在吸附剂表面的内扩散阻力大于催化剂，吸附剂活性位集中于外表面，提高对推进剂的吸附与释放能力；通过吸附区增大推进剂进入催化剂表面燃烧过程的运动阻力，降低燃烧过程推进剂的浓度波动。
9.进一步，所述燃烧室的外壁上沿所述推进剂分配器向推力室方向依次设有第一近绝热区、第一启动加热区、第二近绝热区、负荷自适应区、第二启动加热区；所述负荷自适应区与第二启动加热区之间设有缠绕于燃烧室外壁上的再生冷却管道；所述再生冷却管道一端与推进剂供应系统连接，另一端与所述推进剂分配器连接；
10.所述第一近绝热区设于所述破碎蒸发区外壁上，所述第一启动加热区跨所述破碎蒸发区与饱和蒸汽区设置，所述第二近绝热区跨所述饱和蒸汽区与吸附区设置，所述负荷自适应区设于所述吸附区的外壁上，所述再生冷却管道与第二启动加热区均设于所述催化区的外壁上。
11.进一步，所述第一近绝热区沿发动机轴线长度占所述破碎蒸发区长度的3/4，用于保证推进剂进入该区域后具有一定射流刚性，将推进剂雾化为小粒径的液滴。
12.进一步，所述第一启动加热区沿发动机轴线长度占所述破碎蒸发区的1/4剩余长度以及所述饱和蒸汽区长度的1/2。
13.进一步，所述第二近绝热区的沿发动机轴线长度占所述饱和蒸汽区的1/2剩余长度以及所述吸附区长度的1/2。
14.进一步，所述负荷自适应区沿发动机轴线长度占所述吸附区的剩余1/2长度。
15.进一步，所述负荷自适应区内的燃烧室外壁上设有若干个散热筋，通过散热阻断大负荷条件下催化区燃烧过程再生冷却无法交换的热量；散热筋表面覆盖有sic涂层，粗糙度范围10μm～200μm。负荷自适应区在高温条件下具有较好的散热水平，将催化床燃烧过程过多的热量进行阻断，在增大推力条件下，再生冷却无法将催化区域传递过来的热量有效排出，此时通过散热筋进行散热，阻隔热量；在发动机关机后，有效保证发动机关机后过多的热量传递至上游吸附区，保证吸附区能将分配器中以及饱和蒸汽区域的推进剂分子完全吸附，确保关机后推进剂在发动机内不发生冷凝。
16.进一步，催化剂颗粒粒径大于吸附剂颗粒粒径，且催化区余隙大于吸附区余隙。
17.进一步，催化剂采用表面孔径集中分布于45～55nm的催化剂。
18.进一步，吸附剂比表面积控制在50～100m2/g，通过制备过程确保吸附剂的平均孔径分布控制在50nm以上，使得其既具有一定的吸附表面且表面吸附阻力较小；同时采用高导热系数的金属氧化物材料作为吸附剂载体。可采用导热系数较高的金属氧化物如γ-al2o3作为吸附剂载体，避免选用堇青石、氧化硅等低导热材料。
19.本发明的有益效果在于：
20.1、本发明解决了高温条件下对推进剂供应波动的问题，同时提高了催化剂的利用率，提升了单组元发动机对复杂环境的适应性。通过采用饱和蒸汽区、孔径较小的高比表面积的催化剂以及增加吸附区，在一定程度上对催化剂表面推进剂流量的波动进行了抑制，可避免发动机在高温下的扩散控制燃烧过程受推进剂流量波动导致发动机爆炸。
21.2、本发明缩短了发动机的响应时间，通过设置吸附区域，加速燃烧启停过程。吸附区在发动机关机后可将燃烧室内部的推进剂捕集，发动机输出推力不会出现拖尾现象；当发动机关机再次启动时，在启动加热区的配合下，点火初始阶段推进剂的浓度被提高，进而发动机在冷态条件下的启动响应特性得到提升。
22.3、本发明通过对单组元发动机的结构进行优化，强化吸附过程的散热使得吸附区的吸附效率进一步提高的同时缩小了催化区的体积，采用吸附区对催化燃烧过程的内、外
扩散阻力特性进行调节，保证发动机冷、热启动响应特性得到极大提高；另外，通过增加饱和蒸汽区进行稳压，平衡推进剂供应系统供应压力波动导致的推进剂流量变化，从根本上保证发动机输出推力的稳定与反应速率的一致。该单组元发动机对系统冲击具有较好的适应性，在高温条件下工作安全性更高，具有较好的经济效益与可靠性。
23.本发明的其他优点、目标和特征在某种程度上将在随后的说明书中进行阐述，并且在某种程度上，基于对下文的考察研究对本领域技术人员而言将是显而易见的，或者可以从本发明的实践中得到教导。本发明的目标和其他优点可以通过下面的说明书来实现和获得。
附图说明
24.为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作优选的详细描述，其中：
25.图1为本发明中单组元液体推进剂火箭发动机示意图。
26.附图标记：1-推进剂供应系统；2-电磁阀；3-推进剂分配器；4-破碎蒸发区；5-饱和蒸汽区；6-吸附区；7-催化区；8-推力室；9-第一近绝热区；10-第一启动加热区；11-第二近绝热区；12-负荷自适应区；13-再生冷却管道；14-第二启动加热区。
具体实施方式
27.以下通过特定的具体实例说明本发明的实施方式，本领域技术人员可由本说明书所揭露的内容轻易地了解本发明的其他优点与功效。本发明还可以通过另外不同的具体实施方式加以实施或应用，本说明书中的各项细节也可以基于不同观点与应用，在没有背离本发明的精神下进行各种修饰或改变。需要说明的是，以下实施例中所提供的图示仅以示意方式说明本发明的基本构想，在不冲突的情况下，以下实施例及实施例中的特征可以相互组合。
28.其中，附图仅用于示例性说明，表示的仅是示意图，而非实物图，不能理解为对本发明的限制；为了更好地说明本发明的实施例，附图某些部件会有省略、放大或缩小，并不代表实际产品的尺寸；对本领域技术人员来说，附图中某些公知结构及其说明可能省略是可以理解的。
29.本发明实施例的附图中相同或相似的标号对应相同或相似的部件；在本发明的描述中，需要理解的是，若有术语“上”、“下”、“左”、“右”、“前”、“后”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此附图中描述位置关系的用语仅用于示例性说明，不能理解为对本发明的限制，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。
30.请参阅图1，为一种单组元液体推进剂火箭发动机，包括燃烧室与设置在燃烧室一端的推力室8，燃烧室内设置有催化区7，燃烧室远离推力室8的一端安装有与推进剂供应系统1连接的推进剂分配器3，燃烧室的外壁上沿推进剂分配器3向推力室8方向依次设置有第一近绝热区9、第一启动加热区10、第二近绝热区11、负荷自适应区12、第二启动加热区14；负荷自适应区12与第二启动加热区14之间安装有缠绕于燃烧室外壁上的再生冷却管道13；
再生冷却管道13一端通过电磁阀2与推进剂供应系统1连接，另一端与推进剂分配器3连接。
31.推进剂分配器3与催化区7之间设有沿发动机轴线依次设置的破碎蒸发区4、饱和蒸汽区5、吸附区6；通过饱和蒸汽区5进行稳压，平衡推进剂供应系统1供应压力波动导致的推进剂流量变化；吸附区6内设有吸附剂与催化剂，催化剂比表面积大于吸附剂比表面积，推进剂在吸附剂表面的外扩散阻力小于催化剂，推进剂在吸附剂表面的内扩散阻力大于催化剂，吸附剂活性位多集中于外表面，提高对推进剂的吸附与释放能力；通过吸附区6增大推进剂进入催化剂表面燃烧过程的运动阻力，降低燃烧过程推进剂的浓度波动。
32.第一近绝热区9安装在破碎蒸发区4外壁上，第一启动加热区10跨破碎蒸发区4与饱和蒸汽区5设置，第二近绝热区11跨饱和蒸汽区5与吸附区6设置，负荷自适应区12安装在吸附区6的外壁上，再生冷却管道13与第二启动加热区14均安装在催化区7的外壁上。其中，第一近绝热区9沿发动机轴线长度占破碎蒸发区4长度的3/4，用于保证推进剂进入该区域后具有一定射流刚性，将推进剂雾化为小粒径的液滴。第一启动加热区10沿发动机轴线长度占破碎蒸发区4的1/4剩余长度以及饱和蒸汽区5长度的1/2。第二近绝热区11的沿发动机轴线长度占饱和蒸汽区5的1/2剩余长度以及吸附区6长度的1/2。负荷自适应区12沿发动机轴线长度占吸附区6的剩余1/2长度。
33.负荷自适应区12内的燃烧室外壁上设有多个散热筋，通过散热阻断大负荷条件下催化区7燃烧过程再生冷却无法交换的热量；散热筋表面覆盖有sic涂层，粗糙度范围10μm～200μm。负荷自适应区12在高温条件下具有较好的散热水平，将催化床燃烧过程过多的热量进行阻断，在增大推力条件下，再生冷却无法将催化区7域传递过来的热量有效排出，此时通过散热筋进行散热，阻隔热量；在发动机关机后，有效保证发动机关机后过多的热量传递至上游吸附区6，保证吸附区6能将推进剂分配器3中以及饱和蒸汽区5域的推进剂分子完全吸附，确保关机后推进剂在发动机内不发生冷凝。
34.催化剂颗粒粒径大于吸附剂颗粒粒径，且催化区7余隙大于吸附区6余隙。催化剂采用表面孔径集中分布于45～55nm的催化剂。其中，吸附剂比表面积控制在50～100m2/g，通过制备过程确保吸附剂的平均孔径分布控制在50nm附近，使得其既具有一定的吸附表面且表面吸附阻力较小；同时采用高导热系数的金属氧化物材料作为吸附剂载体。可采用导热系数较高的金属氧化物如γ-al2o3作为吸附剂载体，避免选用堇青石、氧化硅等低导热材料。
35.本发明中的火箭发动机工作时，液体推进剂进入再生冷却通道后流入推进剂分配器3中，推进剂液滴于推进剂分配器3中进行破碎、雾化，沿着发动机轴线方向流动的同时不断吸收来自饱和蒸汽区5或启动加热输入的热量，进而确保离开破碎蒸发区4后的液滴完全蒸发；蒸汽再进入吸附区6，该区域外壁面为绝热过程，推进剂在吸附剂表面吸附后放出的热量不断传递至上游的饱和蒸汽区5，保证液滴蒸发所需的能量；在吸附区6下游燃烧室外壁面为负荷自适应区12，随着吸附过程的深入以及燃烧区域的进行，大量的热量进入该区域，通过控制壁面的温度水平方可保证吸附推进剂分子在吸附区6中具有一定的吸附量；推进剂进入催化区7域后剧烈发生化学反应，产生的高温高压气流进入推力室8而后形成推力。启动加热区在冷启动或低负荷条件下提前开启，发动机燃烧室温度水平建立后方可停止加热。
36.当发动机再次开启时，推进剂流经吸附区6过程中，由于吸附区6在关机后贮存了
大量的推进剂分子，推进剂起始浓度较高，推进剂能够快速穿透吸附区6后进入催化区7反应，发动机的启动时间大为缩短；发动机关机时，负荷自适应区12的壁面散热较强，使燃烧室上游吸附区6域以及下游的催化区7快速冷却，催化燃烧区域会快速缩小，燃烧过程得到有效控制。
37.当发动机增大负荷时，催化区7功能无法满足出力需求，随着反应热不断往上游区域传递，吸附区6中的吸附剂在温度升高后其吸附效率受到影响，通过负荷自适应区12域的散热筋散热弥补了再生冷却热交换能力不足的缺陷，保证了发动机具有一定的负荷调节能力并能安全工作。
38.在极限推力需求条件下可开启第一启动加热区10、第二启动加热区14进行加热，保证小推力的温度需求。
39.最后说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制，尽管参照较佳实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，可以对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，而不脱离本技术方案的宗旨和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

技术特征：
1.一种单组元液体推进剂火箭发动机，包括燃烧室与设于燃烧室一端的推力室，所述燃烧室内设有催化区，其特征在于：所述燃烧室远离所述推力室的一端设有与推进剂供应系统连接的推进剂分配器，所述推进剂分配器与所述催化区之间设有沿发动机轴线依次设置的破碎蒸发区、饱和蒸汽区、吸附区；通过所述饱和蒸汽区进行稳压，平衡推进剂供应系统供应压力波动导致的推进剂流量变化；所述吸附区内设有吸附剂与催化剂，催化剂比表面积大于吸附剂比表面积，推进剂在吸附剂表面的外扩散阻力小于催化剂，推进剂在吸附剂表面的内扩散阻力大于催化剂，吸附剂活性位集中于外表面，提高对推进剂的吸附与释放能力；通过吸附区增大推进剂进入催化剂表面燃烧过程的运动阻力，降低燃烧过程推进剂的浓度波动。2.根据权利要求1所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：所述燃烧室的外壁上沿所述推进剂分配器向推力室方向依次设有第一近绝热区、第一启动加热区、第二近绝热区、负荷自适应区、第二启动加热区；所述负荷自适应区与第二启动加热区之间设有缠绕于燃烧室外壁上的再生冷却管道；所述再生冷却管道一端与推进剂供应系统连接，另一端与所述推进剂分配器连接；所述第一近绝热区设于所述破碎蒸发区外壁上，所述第一启动加热区跨所述破碎蒸发区与饱和蒸汽区设置，所述第二近绝热区跨所述饱和蒸汽区与吸附区设置，所述负荷自适应区设于所述吸附区的外壁上，所述再生冷却管道与第二启动加热区均设于所述催化区的外壁上。3.根据权利要求2所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：所述第一近绝热区沿发动机轴线长度占所述破碎蒸发区长度的3/4，用于保证推进剂进入该区域后具有一定射流刚性，将推进剂雾化为小粒径的液滴。4.根据权利要求3所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：所述第一启动加热区沿发动机轴线长度占所述破碎蒸发区的1/4剩余长度以及所述饱和蒸汽区长度的1/2。5.根据权利要求4所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：所述第二近绝热区的沿发动机轴线长度占所述饱和蒸汽区的1/2剩余长度以及所述吸附区长度的1/2。6.根据权利要求5所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：所述负荷自适应区沿发动机轴线长度占所述吸附区的剩余1/2长度。7.根据权利要求2所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：所述负荷自适应区内的燃烧室外壁上设有若干个散热筋，通过散热阻断大负荷条件下催化区燃烧过程再生冷却无法交换的热量；所述散热筋表面覆盖有sic涂层，粗糙度范围10μm～200μm。8.根据权利要求1所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：催化剂颗粒粒径大于吸附剂颗粒粒径，且催化区余隙大于吸附区余隙。9.根据权利要求1所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：催化剂采用表面孔径集中分布于45～55nm的催化剂。10.根据权利要求1所述的单组元液体推进剂火箭发动机，其特征在于：吸附剂比表面积控制在50～100m2/g，通过制备过程确保吸附剂的平均孔径分布控制在50nm以上，使得其既具有一定的吸附表面且表面吸附阻力较小；同时采用高导热系数的金属氧化物材料作为吸附剂载体。

技术总结
本发明属于火箭发动机技术领域。涉及一种单组元液体推进剂火箭发动机，包括燃烧室与设于燃烧室一端的推力室，燃烧室内设有催化区，燃烧室远离推力室的一端设有与推进剂供应系统连接的推进剂分配器，推进剂分配器与催化区之间依次设有破碎蒸发区、饱和蒸汽区、吸附区；通过饱和蒸汽区进行稳压，平衡推进剂供应系统供应压力波动导致的推进剂流量变化；吸附区内设有吸附剂与催化剂，通过增大推进剂从雾化/蒸发后进入催化区域的阻力，降低进入催化剂表面的推进剂浓度波动，另外，催化剂比表面积大于吸附剂比表面积，通过吸附区来增大催化燃烧过程推进剂在吸附剂表面的内扩散阻力，减小其外扩散阻力，提高吸附速率，实现对推进剂的快速释放和吸附。速释放和吸附。速释放和吸附。


技术研发人员：刘显伟 邹辰龙 周晓辉 杨仲卿
受保护的技术使用者：重庆航天火箭电子技术有限公司
技术研发日：2023.03.31
技术公布日：2023/6/27