超音速客機(jī)用一種有聲腔火箭推力室及其供應(yīng)系統(tǒng)的制作方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及飛機(jī)用的過(guò)氧化氫/煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。
【背景技術(shù)】
[0002]民航飛機(jī)安全適用，但洲際長(zhǎng)航程耗時(shí)十余小時(shí)，乘客比較疲勞。聯(lián)想到高鐵和動(dòng)車的好處，長(zhǎng)航程民航飛機(jī)也應(yīng)該增速一倍左右，成為以2-3倍音速巡航的超音速客機(jī)。
[0003]早在1976年，歐洲就研制了協(xié)和號(hào)超音速客機(jī)，是用大推力航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)推進(jìn)后掠式機(jī)翼的客機(jī)。這種飛機(jī)存在不夠安全、故障較多、維護(hù)費(fèi)用高、起飛噪聲大等缺點(diǎn)，在2000年發(fā)生空難后三年退役。
[0004]最近歐美又重新研制新一代超音速客機(jī)。美國(guó)洛克希德-馬丁公司研發(fā)的"N+2"商用超音速客機(jī)，可容納80名乘客，采用了新動(dòng)力系統(tǒng)(不詳)。美國(guó)Aer1n航空技術(shù)公司也與歐洲空中客車集團(tuán)合作，研制只有12名乘客的AS2超音速商務(wù)噴氣機(jī)，采用減少20%阻力的機(jī)翼設(shè)計(jì)，預(yù)計(jì)2019年試飛。
[0005]本人提出的超音速客機(jī)方案是在飛機(jī)尾部增設(shè)一臺(tái)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，與機(jī)翼下的航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)組成雙推進(jìn)系統(tǒng)。在從10000米左右常規(guī)巡航高度爬升至20000米左右新巡航高度并加速至2-3倍音速的后階段，啟動(dòng)火箭發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行雙推進(jìn)。該方案的主要優(yōu)點(diǎn)是能較多保留飛機(jī)原技術(shù)狀態(tài)，起飛、前期爬升和降落機(jī)場(chǎng)的飛行特點(diǎn)不變，乘員人數(shù)可多些。
[0006]超音速客機(jī)用的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)要求具有與航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)相近的安全可靠、振動(dòng)小、壽命長(zhǎng)、能重復(fù)使用很多次、使用維護(hù)方便、經(jīng)濟(jì)性好等特點(diǎn)，使用的推進(jìn)劑要便于加注車加注。另外，超音速客機(jī)大部分時(shí)間在空氣稀薄的高空飛行，還需要提供調(diào)節(jié)客艙氧氣量、壓力、溫度和濕度用的氣源。目前國(guó)內(nèi)外都沒有能滿足這些要求的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)。過(guò)氧化氫/煤油火箭發(fā)動(dòng)機(jī)雖然早已用在軍用飛機(jī)上，但由于高濃度85% -98%過(guò)氧化氫不太安全，用的較少。本人有獲準(zhǔn)的"一種無(wú)催化床的中等濃度過(guò)氧化氫/煤油燃燒室"實(shí)用新型專利(ZL201320842845.6)，提高了安全性和使用性，但這種軍民兩用的小型燃燒室無(wú)減振設(shè)施，不能用在超音速客機(jī)的液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)上。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]針對(duì)能滿足超音速客機(jī)使用要求的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)目前在國(guó)內(nèi)外都沒有，上述專利的燃燒室無(wú)減振設(shè)施，為了能研制出滿足超音速客機(jī)使用要求的火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，本發(fā)明給出作為這種發(fā)動(dòng)機(jī)主要部分的一種有聲腔火箭推力室及其供應(yīng)系統(tǒng)。
[0008]本發(fā)明的火箭推力室使用較低濃度70% -75%過(guò)氧化氫作為氧化劑，無(wú)毒、無(wú)色、無(wú)氣味，是腐蝕性小的環(huán)?；瘜W(xué)品。按中華人民共和國(guó)國(guó)家標(biāo)準(zhǔn)GB1616-2003進(jìn)行生產(chǎn)、運(yùn)輸、儲(chǔ)存和使用是安全的。是良好的再生冷卻劑，不會(huì)積炭結(jié)焦，也不易產(chǎn)生推力室內(nèi)壁熱疲勞。冰點(diǎn)_40°C —32°C，沸點(diǎn)125°C _129°C，一年四季都能用。工業(yè)級(jí)70%過(guò)氧化氫的I千克價(jià)格6元人民幣，較便宜。密度大，在25°C的密度1.2867-1.3103g/cm3?分解溫度低，大氣壓下的完全分解溫度266.80C -388.9°C，15MPa壓力的完全分解溫度321.6°C -393.9°C。
[0009]本發(fā)明的火箭推力室使用航空煤油作為燃料，主要是3號(hào)噴氣燃料或2號(hào)噴氣燃料，這與航空噴氣發(fā)動(dòng)機(jī)的燃料相同。
[0010]本發(fā)明的火箭推力室使用的點(diǎn)火劑是自燃煤油，由煤油、主催化劑、副催化劑和溶劑組成，詳見本人的專利申請(qǐng)CN102863994A。自燃煤油先于航空煤油1_3秒進(jìn)入推力室，與初始的含有未分解過(guò)氧化氫的富氧氣相接觸而自燃點(diǎn)火。
[0011]本發(fā)明的火箭推力室由頭部和身部組成。頭部的內(nèi)底和中底與按同心圓緊湊排列的富氧氣噴嘴釬焊成一體，然后再連同外底一起與聲腔焊為一體，構(gòu)成有聲腔的三層底結(jié)構(gòu)。聲腔是根據(jù)四分之一波管原理抑制推力室高頻不穩(wěn)定燃燒和減振用，由交錯(cuò)排列的深聲腔和淺聲腔組成。深聲腔是抑制推力室一階切向聲學(xué)振型，而淺聲腔是抑制推力室一階徑向、二階切向等聲學(xué)振型。在相鄰富氧氣噴嘴之間的狹小空間內(nèi)底上鉆有噴注點(diǎn)火劑和燃料用的斜孔和直孔，其數(shù)目之和與富氧氣噴嘴數(shù)目相等。最外圈富氧氣噴嘴內(nèi)側(cè)是直孔，這種軸線平行的氣液噴注單元有助于降低聲腔入口外的燃?xì)廪捔鲄^(qū)或過(guò)渡區(qū)的溫度。其余都是與富氧氣噴嘴軸線相交的斜孔，這種二擊式氣液噴注單元有助于快速點(diǎn)火和提高燃燒效率。推力室混合比一般用70% -75%過(guò)氧化氫與航空煤油的化學(xué)計(jì)算量混合比10.3-9.6，推力室壓力一般為7-8MPa。
[0012]本發(fā)明的火箭推力室身部為管束式結(jié)構(gòu)，用到經(jīng)專門工藝彎曲成推力室身部型面的變截面管，由很多根管繞圓周組裝和釬焊而成。作為再生冷卻劑的70% -75%過(guò)氧化氫從管束式身部的各根管內(nèi)單向流過(guò)，對(duì)燃燒溫度達(dá)1958°C _2112°C的推力室進(jìn)行外冷卻。身部與頭部的連接使得聲腔有兩種位置供選擇用，一是位于推力室內(nèi)的外側(cè)燃?xì)廪捔鲄^(qū)，另一是位于推力室噴霧區(qū)外的過(guò)渡區(qū)。
[0013]本發(fā)明火箭推力室的供應(yīng)系統(tǒng)是中壓補(bǔ)燃系統(tǒng)，主要由氧化劑系統(tǒng)和燃料系統(tǒng)組成。氧化劑系統(tǒng)是將氧化劑泵后的氧化劑流經(jīng)推力室管束式身部進(jìn)行再生冷卻后，流入反應(yīng)器經(jīng)過(guò)純銀網(wǎng)或其它催化床分解成主要由水蒸汽和氧氣組成的富氧氣，去驅(qū)動(dòng)用來(lái)帶動(dòng)氧化劑泵和燃料泵的低壓比渦輪，然后流入推力室頭部。反應(yīng)器出口引出一小股富氧氣至飛機(jī)氣源系統(tǒng)。也可另設(shè)一個(gè)小反應(yīng)器，在火箭推力室工作或不工作時(shí)專門向飛機(jī)氣源系統(tǒng)供氣。
[0014]本發(fā)明火箭推力室供應(yīng)系統(tǒng)的燃料系統(tǒng)是將燃料泵后的燃料輸送到推力室頭部，與輸入的富氧氣進(jìn)行氣液燃燒，生成水蒸汽和二氧化碳。由于航空煤油不能與溫度不到400°C的富氧氣快速自燃點(diǎn)火，故在燃料泵前設(shè)置有以內(nèi)裝點(diǎn)火劑的點(diǎn)火管為主的多次點(diǎn)火系統(tǒng)。
[0015]本發(fā)明的火箭推力室及其供應(yīng)系統(tǒng)的主要優(yōu)點(diǎn)和有益效果:
[0016](I)本發(fā)明的火箭推力室燃燒溫度比現(xiàn)有液氧/煤油和液氧/液氫推力室燃燒溫度3250°C -3400°C低1138°C _1442°C之多，用流量大和冷卻性能好的70% -75%過(guò)氧化氫冷卻管內(nèi)無(wú)焊渣的管束式身部很可靠，再加上反應(yīng)器的分解溫度不到400°C，這使得本發(fā)明火箭推力室及其供應(yīng)系統(tǒng)主要組件的工作條件得到根本性改善，大大減少技術(shù)難度，具備用較小代價(jià)和較短時(shí)間研制出超音速客機(jī)用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的條件。
[0017](2)本發(fā)明的火箭推力室設(shè)置了抑制高頻不穩(wěn)定燃燒和減振用的深淺兩種聲腔，采用最外圈氧化劑噴嘴和對(duì)應(yīng)的燃料直孔降低聲腔入口外燃?xì)廪捔鲄^(qū)或過(guò)渡區(qū)的溫度，并用聲腔肋內(nèi)沿徑向孔流動(dòng)的燃料對(duì)肋受熱處進(jìn)行外冷卻，可確保聲腔可靠工作，能有效降低超音速客機(jī)用火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的振動(dòng)。
[0018](3)本發(fā)明火箭推力室的供應(yīng)系統(tǒng)是中壓補(bǔ)燃系統(tǒng)，既消除了渦輪排氣損失，又比高壓補(bǔ)燃系統(tǒng)的壓力低。
[0019](4)本發(fā)明火箭推力室供應(yīng)系統(tǒng)中的反應(yīng)器和另設(shè)置的小反應(yīng)器都能催化分解70% -75%過(guò)氧化氫，生成含氧氣和水蒸汽的富氧氣，可引至超音速客機(jī)的氣源系統(tǒng)，供調(diào)節(jié)客艙的氧氣量、壓力、溫度和濕度用，并能得到有用的冷凝水。
[0020]本發(fā)明涉及一種有聲腔火箭推力室及其供應(yīng)系統(tǒng)，使用真正的無(wú)毒可儲(chǔ)存推進(jìn)劑70%-75%過(guò)氧化氫/航空煤油，屬于一種中壓補(bǔ)燃火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的主要部分。主要適用于超音速客機(jī)，也適用于火箭飛機(jī)、航天飛機(jī)、星際飛船、運(yùn)載火箭、液體導(dǎo)彈等。
【附圖說(shuō)明】
[0021]圖1是本發(fā)明一種有聲腔火箭推力室的頭部仰視圖，即噴注單元和聲腔的布置圖。
[0022]圖2是推力室頭部正視圖。
[0023]圖3是推力室身部正視圖。
[0024]圖4是頭部和身部連接成一體的一種推力室結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖。
[0025]圖5是本發(fā)明火箭推力室的供應(yīng)系統(tǒng)主要部分簡(jiǎn)圖。
[0026]圖6是本發(fā)明火箭推力室的供應(yīng)系統(tǒng)其它部分簡(jiǎn)圖。
【具體實(shí)施方式】
[0027]圖1、圖2、圖3和圖4是本發(fā)明一種有聲腔火箭推力室的優(yōu)選實(shí)施例。圖5和圖6是與該推力室配套的供應(yīng)系統(tǒng)優(yōu)選實(shí)施例。
[0028]如圖1至圖4所示，本發(fā)明一種有聲腔火箭推力室由頭部和身部組成，頭部包括內(nèi)底1、富氧氣噴嘴2、中底3、外底4、有富