超音速客機用一種有聲腔火箭推力室的制作方法
【技術領域】
[0001]本實用新型涉及飛機用的過氧化氫/煤油火箭發(fā)動機。
【背景技術】
[0002]民航飛機安全適用，但洲際長航程耗時十余小時，乘客比較疲勞。聯(lián)想到高鐵和動車的好處，長航程民航飛機也應該增速一倍左右，成為以2-3倍音速巡航的超音速客機。
[0003]早在1976年，歐洲就研制了協(xié)和號超音速客機，是用大推力航空噴氣發(fā)動機推進后掠式機翼的客機。這種飛機存在不夠安全、故障較多、維護費用高、起飛噪聲大等缺點，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。美國洛克希德-馬丁公司研發(fā)的"N+2"商用超音速客機，可容納80名乘客，采用了新動力系統(tǒng)(不詳)。美國Aer1n航空技術公司也與歐洲空中客車集團合作，研制只有12名乘客的AS2超音速商務噴氣機，采用減少20%阻力的機翼設計，預計2019年試飛。
[0005]本人提出的超音速客機方案是在飛機尾部增設一臺火箭發(fā)動機，與機翼下的航空噴氣發(fā)動機組成雙推進系統(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，啟動火箭發(fā)動機進行雙推進。該方案的主要優(yōu)點是能較多保留飛機原技術狀態(tài)，起飛、前期爬升和降落機場的飛行特點不變，乘員人數(shù)可多些。
[0006]超音速客機用的火箭發(fā)動機要求具有與航空噴氣發(fā)動機相近的安全可靠、振動小、壽命長、能重復使用很多次、使用維護方便、經(jīng)濟性好等特點，使用的推進劑要便于加注車加注。另外，超音速客機大部分時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。目前國內(nèi)外都沒有能滿足這些要求的火箭發(fā)動機。過氧化氫/煤油火箭發(fā)動機雖然早已用在軍用飛機上，但高濃度85% -98%過氧化氫不太安全，用的較少。本人有獲準的"一種無催化床的中等濃度過氧化氫/煤油燃燒室"實用新型專利(ZL 201320842845.6)，提高了安全性和使用性，但這種軍民兩用的小型燃燒室無減振設施，不能用在超音速客機的液體火箭發(fā)動機上。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007]針對適用于超音速客機的火箭發(fā)動機目前在國內(nèi)外都沒有，上述專利的燃燒室無減振設施，為了能研制出滿足超音速客機使用要求的火箭發(fā)動機，本實用新型給出作為這種發(fā)動機主要部分的一種有聲腔火箭推力室。
[0008]本實用新型的火箭推力室使用較低濃度70% -75%過氧化氫作為氧化劑，無毒、無色、無氣味，是腐蝕性小的環(huán)?；瘜W品。按中華人民共和國國家標準GB1616-2003進行生產(chǎn)、運輸、儲存和使用是安全的。是良好的再生冷卻劑，不會積炭結焦，也不易產(chǎn)生推力室內(nèi)壁熱疲勞。冰點_40°C-32°C，沸點125°C _129°C，一年四季都能用。工業(yè)級70%過氧化氫的I千克價格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266.8 °C -388.9°C，15MPa壓力的完全分解溫度321.6 °C -393.9°C。
[0009]本實用新型的火箭推力室使用航空煤油作為燃料，主要是3號噴氣燃料或2號噴氣燃料，這與航空噴氣發(fā)動機的燃料相同。
[0010]本實用新型的火箭推力室使用的點火劑是自燃煤油，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CN102863994A。自燃煤油先于航空煤油1_3秒進入推力室，與初始的含有未分解過氧化氫的富氧氣相接觸而自燃點火。
[0011]本實用新型的超音速客機用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、富氧氣噴嘴、中底、外底、有富氧氣入口管的安裝座、聲腔、集液器環(huán)、過濾網(wǎng)和煤油入口接管嘴，身部包括過氧化氫入口管、集液器環(huán)、過濾網(wǎng)、擴散段外殼、連接法蘭盤、噴管延伸段、人字環(huán)、變截面管、收斂段外殼、圓柱段外殼、集液器環(huán)、過氧化氫出口管和連接環(huán)，除噴管延伸段是用螺栓連接外的其余零件均焊接固定。內(nèi)底、富氧氣噴嘴、中底、外底和聲腔組成有聲腔的三層底頭部結構，內(nèi)底上開有與富氧氣噴嘴組成兩種氣液噴注單元的煤油斜孔和直孔，多根變截面管沿圓周排列組焊成用70% -75%過氧化氫作為再生冷卻劑的管束式身部結構。
[0012]聲腔沿圓周開有數(shù)量和寬度相同的兩種直槽，深度和弧長大的是深聲腔，深度和弧長小的是淺聲腔，兩種聲腔相間排列，聲腔之間的聲腔肋上在對應內(nèi)底和中底之間的位置開有徑向槽形煤油孔。
[0013]氣液噴注單元的富氧氣噴嘴是直孔式氣噴嘴，按同心圓緊湊排列與內(nèi)底和中底成為一個整體，噴嘴之間的狹小空間內(nèi)底上開有與噴嘴數(shù)目相同的煤油噴孔，最外圈是直孔和其余是斜孔。
[0014]管束式身部結構的所有變截面管在兩端的根部外側(cè)及擴散段外殼和圓柱段外殼的相應部位都開有槽形孔和徑向槽形孔。
[0015]直連接環(huán)構成頭部和身部連接后的聲腔槽外徑等于推力室圓柱段內(nèi)徑，連接環(huán)構成頭部和身部連接后的聲腔槽內(nèi)徑不小于推力室圓柱段內(nèi)徑。
[0016]本實用新型的超音速客機用一種有聲腔火箭推力室主要優(yōu)點和有益效果:
[0017](I)本實用新型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%過氧化氫冷卻管內(nèi)無焊渣的管束式身部很可靠，再加上進入推力室的富氧氣溫度不到400°C，能使得這一種火箭推力室的工作條件得到根本性改善，大大減少技術難度，具備用較小代價和較短時間研制出超音速客機用火箭發(fā)動機的條件。
[0018](2)本實用新型的火箭推力室設置了抑制高頻不穩(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應的燃料直孔降低聲腔入口外燃氣迥流區(qū)或過渡區(qū)的溫度，并用聲腔肋內(nèi)沿徑向孔流動的燃料對肋受熱處進行外冷卻，可確保聲腔可靠工作，能有效降低超音速客機用火箭