一种催化热解单组元液体火箭发动机及推力控制方法与流程

本发明涉及一种催化热解单组元液体火箭发动机及推力控制方法，用于商业航天低成本单组元液体火箭发动机，属于航天。

背景技术：

1、单组元液体火箭发动机因其结构简单、辅助系统少等优势常应用在航天姿轨控系统上。单组元液体火箭发动机包括：喷注器、催化床、喷管等主要部件。其中，催化床决定了单组元发动机的主要性能，因此，约70％以上的成本消耗在催化床。为了满足发动机室压稳定、长寿命、性能可靠，常采用双层催化床设计，即，前床为细颗粒高铱含量的催化剂，后床为粗颗粒低铱含量的催化剂。

2、在商业航天迅猛发展的大背景下，各类航天产品均朝着低成本的方向发展。双层催化床的催化剂用量、催化剂装填、催化床装配加工工艺等均导致催化床成本居高不下。

3、为了解决双层催化床高成本的问题，一种解决思路是省略掉催化床，例如现有技术“李森,白梅杉,姚天亮.硝酸羟胺推进技术发展现状与趋势[j].中国航天,2024(01):63-69.”中记载了一种han非催化点火技术，这种解决方案的核心是引发剂点火，通过增加新的一路氧化剂，令氧化剂和推进剂混合燃烧产生高温燃气，使用高温燃气引燃其余推进剂。这一设计思路导致发动机结构复杂，需要三个入口，分别是氧化剂入口、预燃推进剂入口和主燃推进剂入口。从实现原理来看，依照该方案设计的发动机从单组元变为了双组元，虽然省略了催化床，降低了催化床和催化剂成本，但脱离了单组元发动机设计的初衷。

技术实现思路

1、本发明旨在提供一种催化热解单组元液体火箭发动机及推力控制方法，大幅降低使用成本，提高开机响应性能，具备更长的工作寿命。

2、为了实现上述目的，本发明采用了以下技术方案：

3、一种催化热解单组元液体火箭发动机，包括顺着推进剂流动方向依次连接的喷注器、催化床、热解室和喷管，其中：

4、所述喷注器包含法兰盘、内圈毛细管和多根外圈毛细管，法兰盘上开有形成推进剂积液腔的盲孔，内圈毛细管和外圈毛细管的上游端固定在盲孔处并与积液腔连通，内圈毛细管的下游端延伸至催化床内，催化床为单层催化床，外圈毛细管的下游端绕开催化床后延伸至热解室内，且多根外圈毛细管上游端和下游端之间的部分分布在以催化床为轴线的一个或多个回转体表面上，热解室内设置有雾化锥环，雾化锥环介于外圈毛细管的下游端与喷管之间，来自外圈毛细管下游端的推进剂与雾化锥环的锥面发生碰撞后雾化并汇聚在热解室的中心燃气区域。

5、作为一种方案，单层催化床中填充细颗粒、高铱含量、高性能的催化剂。

6、作为一种方案，所述喷注器还包括支撑隔热框，支撑隔热框的上游端与法兰盘连接，催化床、内圈毛细管和外圈毛细管位于支撑隔热框内。

7、作为一种方案，所述催化床包括催化床壳体，催化床壳体的上游端与催化床堵盖连接，催化床壳体内且靠近催化床堵盖一侧设置有前防漏隔网，催化床壳体的下游端设置有后防漏隔网，催化床壳体的下游端外侧连接有喷注盘。

8、作为一种方案，所述催化床堵盖与内圈毛细管的下游端连接，所述喷注盘与外圈毛细管连接。

9、作为一种方案，所述喷注盘的一侧端面与喷注器连接，另一侧端面与热解室连接。

10、作为一种方案，所述雾化锥环的锥面与发动机轴线的夹角为60°～75°。

11、作为一种方案，所述内圈毛细管的数量少于外圈毛细管的数量。

12、前述催化热解单组元液体火箭发动机的推力控制方法，包括：

13、将推进剂分为质量占比较少和较多的两个部分，质量占比较少的部分经内圈毛细管流入催化床，随后催化分解产生高温燃气并进入热解室内形成高温燃气区域，质量占比较多的部分经外圈毛细管绕过催化床后直接流入热解室内并撞击雾化锥环形成液滴，液滴汇集在高温燃气区域内发生热解反应生产高温高压燃气，最终在热解室内形成持续、稳定的中心燃气区域并将该区域内的高温高压燃气输出至喷管产生推力。

14、作为一种方案，所述质量占比较少的部分占推进剂总质量的10％～15％，所述液滴的当量直径为50μm～200μm。

15、作为一种方案，

16、通过改变流经内圈毛细管的推进剂流量大小控制热解室内形成的高温燃气区域的温度；

17、通过改变外圈毛细管下游端的推进剂出口流速控制液滴的当量直径；

18、通过改变热解室的有效长度控制热解室的等效体积，进而控制高温燃气区域内燃气的滞留时长，以及高温燃气区域内液滴的热解效率。

19、与现有技术相比，本发明具备以下特点：

20、(1)成本可大幅度降低。传统的双层催化床需装填结果与身部尺寸相同的圆柱状，本发明专利提供的单层催化床方案可使用直径更小、长度更短的催化床。相比之下，本发明的催化床直径与长度均为传统设计方案的1/2，因此催化剂用量仅为传统方案的1/8，可大幅度降低催化剂使用成本。

21、(2)开机响应性能更优。本发明中大多数推进剂在燃气区域内热解，即爆炸式分解，可以在短时间内产生高压，继而提高开机响应性能。

22、(3)技术继承性强且工作寿命更长。催化床因工作受热膨胀产生的热疲劳而易破损，尤其是发动机推力越大寿命越短，如：20n(这里n为牛顿，作为化学发动机的推力单位)单组元发动机的有效工作寿命不足1n单组元发动机的5％。本发明可采用小推力发动机作为设计基础模块，增加热解推进剂用量、增加热解室的体积来提高发动机推力，使大推力去发动机也具有小推力发动机的长寿命。

23、(4)外圈毛细管从催化床外侧绕过的设计方案在一定程度上起到了利用大量推进剂带走催化床反应热、降低催化床温度的效果，从而在延长催化床寿命的前提下，还预热了后续进入热解室中反应的推进剂温度，提高热解反应的效率。

24、(5)雾化锥环的设计方案使得从外圈毛细管喷射的推进剂流向发生改变，与来自催化床的高温燃气流向相反，利于雾化后液滴进入高温燃气中心区域，提高雾化后液体的反应动能，从而增加了热解反应的混合均匀性和充分性。

技术特征：

1.一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：包括顺着推进剂流动方向依次连接的喷注器(1)、催化床(2)、热解室(3)和喷管(4)，其中：

2.根据权利要求1所述的一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述喷注器(1)还包括支撑隔热框(8)，支撑隔热框(8)的上游端与法兰盘(9)连接，催化床(2)、内圈毛细管(10)和外圈毛细管(11)位于支撑隔热框(8)内。

3.根据权利要求1或2所述的一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述催化床(2)包括催化床壳体(14)，催化床壳体(14)的上游端与催化床堵盖(13)连接，催化床壳体(14)内且靠近催化床堵盖(13)一侧设置有前防漏隔网(12)，催化床壳体(14)的下游端设置有后防漏隔网(15)，催化床壳体(14)的下游端外侧连接有喷注盘(5)。

4.根据权利要求3所述的一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述催化床堵盖(13)与内圈毛细管(10)的下游端连接，所述喷注盘(5)与外圈毛细管(11)连接。

5.根据权利要求3所述的一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述喷注盘(5)的一侧端面与喷注器(1)连接，另一侧端面与热解室(3)连接。

6.根据权利要求1所述的一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述雾化锥环的锥面与发动机轴线的夹角为60°～75°。

7.根据权利要求1所述的一种催化热解单组元液体火箭发动机，其特征在于：所述内圈毛细管(10)的数量少于外圈毛细管(11)的数量。

8.如权利要求1所述催化热解单组元液体火箭发动机的推力控制方法，其特征在于，包括：

9.根据权利要求8所述的推力控制方法，其特征在于：所述质量占比较少的部分占推进剂总质量的10％～15％，所述液滴的当量直径为50μm～200μm。

10.根据权利要求8所述的推力控制方法，其特征在于：

技术总结本发明公开了一种催化热解单组元液体火箭发动机及推力控制方法，发动机包括喷注器、催化床、热解室和喷管，喷注器包含内圈毛细管和外圈毛细管，内圈毛细管和外圈毛细管的上游端与推进剂积液腔连通，内圈毛细管的下游端延伸至催化床内，催化床为单层催化床，外圈毛细管的下游端绕开催化床后延伸至热解室内。质量占比较少的推进剂经内圈毛细管流入催化床，随后催化分解产生高温燃气并进入热解室内形成高温燃气区域，质量占比较多的推进剂经外圈毛细管绕过催化床后直接流入热解室内并撞击雾化锥环形成液滴，液滴汇集在高温燃气区域内发生热解反应生产高温高压燃气。本发明大幅降低了催化剂使用成本，提高了开机响应性能，具备更长的工作寿命。技术研发人员：陈宗,张鹏,谢彪,丁洋,伍家威,韦春花受保护的技术使用者：贵州航天朝阳科技有限责任公司技术研发日：技术公布日：2024/7/18