一种镁凝胶二氧化碳发动机

摘要

本发明公开了一种镁凝胶二氧化碳发动机，包括喷注器、燃烧室、连接外套和喷管；辅助雾化气接头安装在喷注器上方；液体推进剂接头安装在喷注器小直径圆柱侧壁处；气体推进剂接头沿周向均匀分布在喷注器大直径圆柱的侧壁处；燃烧室通过法兰同轴固定在喷注器下方；喷管同轴置于连接外套内，并由连接外套的法兰端与燃烧室同轴相连；使镁凝胶推进剂先在喷注器内与辅助雾化气内混，然后与氧化剂气体一同以旋流的方式从喷嘴喷入燃烧室，经高能火花塞点火燃烧后形成的两相流燃气从喷管喷出；有效实现镁凝胶与二氧化碳的掺混燃烧；从喷嘴盘喷出的高速旋转涡流能阻止高温燃气与壁面接触，能有效改善燃烧室侧壁面的温度上升。

权利要求

1.一种镁凝胶二氧化碳发动机，包括从上向下依次同轴连接的喷注器(1)、燃烧室(3)、连接外套(4)；其特征在于，所述喷注器(1)上端同轴的固连有内针栓(1‑1)，内针栓(1‑1)位于喷注器(1)上端的空腔内，与喷注器(1)之间形成环形的预混通道(1‑7‑1)，预混通道(1‑

7‑1)用于混合形成初始泡状流；所述内针栓(1‑1)底部沿径向均布有多个与预混通道(1‑7‑

1)连通的针栓孔(1‑1‑1)，以流通辅助雾化气体；所述内针栓(1‑1)顶部设有辅助雾化气接头(1‑4)，用于接通辅助雾化气；所述喷注器(1)径向连接有液体推进剂接头(1‑5)，液体推进剂接头(1‑5)与预混通道(1‑7‑1)连通；

所述预混通道(1‑7‑1)下端设有圆环结构，圆环结构内腔内设有依次固连的中心体(1‑

7‑4)和旋流器(1‑2)；所述中心体(1‑7‑4)与圆环结构之间设有与预混通道(1‑7‑1)连通的环形槽(1‑7‑2)；旋流器(1‑2)与圆环结构之间设有与环形槽(1‑7‑2)连通的整流腔(1‑7‑

3)；所述旋流器(1‑2)下端中心设有旋流室(1‑2‑2)，旋流室(1‑2‑2)正对喷嘴盘(1‑3)的中心通孔(1‑3‑2)，中心通孔(1‑3‑2)用于流通镁凝胶气泡悬浮液；所述喷注器1底座沿径向均布多对气体推进剂接头(1‑6)；所述气体推进剂接头(1‑6)与圆环结构外部的环形空腔(1‑

7‑6)连通，用于接通二氧化碳；

所述喷嘴盘(1‑3)固定在喷注器(1)底座下端；所述喷嘴盘(1‑3)以中心通孔(1‑3‑2)为中心沿周向均布有多个切向的气体通孔(1‑3‑3)，所述气体通孔(1‑3‑3)与环形空腔(1‑7‑

6)连通；所述中心通孔(1‑3‑2)连通燃烧室(3)；所述连接外套(4)内同轴的设有喷管(5)。

2.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述针栓孔(1‑1‑1)的数量为x个，4≤x≤12。

3.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述喷管(5)为锥形喷管。

4.根据权利要求3所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述喷管5入口(5‑1)半锥角为20°‑45°，出口5‑3半锥角为10°‑15°。

5.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，燃烧室3的侧壁设有测压螺纹孔(3‑1)。

6.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述气体推进剂接头(1‑6)为两对共四个。

7.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述气体通孔(1‑3‑3)的切向角度α和个数m满足：‑45°≤α≤45°，10≤m≤30。

8.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述燃烧室(3)底部设有圆形凸环，所述连接外套(4)上端设有环槽；所述燃烧室(3)底部圆形凸环与连接外套(4)的环槽定位。

9.根据权利要求1所述的镁凝胶二氧化碳发动机，其特征在于，所述液体推进剂接头(1‑5)和辅助雾化气接头(1‑4)均为DN6焊接直通，气体推进剂接头(1‑6)为DN10焊接直通。

说明书

一种镁凝胶二氧化碳发动机

技术领域

[0001] 本发明涉及液体火箭发动机设计领域，具体涉及一种镁凝胶二氧化碳发动机。

背景技术

[0002] 如今在火星探测的热潮下，世界上不少国家都展开了各种用于火星探测器，乃至未来载人登火的动力系统预研，我国也相继推出了用于火星探测器的动力系统预研项目，
以期实现未来火星探测的采样返回和载人登火的目标。

[0003] 地球距火星十分遥远，相对距离在几千万到几亿公里不等，是与月球探测有着质的区别，保障登火系统的顺利着陆及未来采样返回等对动力系统提出了苛刻的要求。目前
的火星探测器发动机大多采用自燃推进剂组合，需在出发时携带所有氧化剂和燃料，没有
充分利用火星资源。在火星大气中二氧化碳的占比最高，达95％，由于大气稀薄，并且昼夜
温差大，环境条件恶劣，对推进系统提出了严峻挑战；此外，火星还拥有较大的重力，在探测
器减速或上升的过程中，需携带大量推进剂供给推进系统，对于花费了巨大成本的远距行
星飞船来说，降低了飞船的有效载荷，因而迫切需要开发可以利用火星大气资源的新型发
动机。

[0004] 凝胶燃料发动机在航空、航天推进领域均有广泛的应用；凝胶推进剂与传统液体推进剂相比，能长期存储，泄露量少且在储箱中不易晃动。将高热值的镁颗粒作为高能燃
料，以悬浮物的形式大量弥散在有机溶剂中，形成一种新型的镁凝胶推进剂，与纯金属粉末
推进剂相比，其又具有某些液体推进剂的特性，比如更易实现推力调整，燃料输送更为稳
定，能保证多次启动等，应用前景较好。含镁颗粒凝胶推进剂利用火星大气中的二氧化碳作
为氧化剂，为飞行器提供动力，实现原位资源利用(ISRU)，提升飞行器的有效载荷。由于含
金属颗粒的凝胶推进剂的粘度极大，体现出非牛顿流体性质，采用传统喷嘴对其进行雾化，
会面临雾化细度不足、喷嘴堵塞、颗粒沉降等问题。

发明内容

[0005] 本发明的目的在于提供一种镁凝胶二氧化碳发动机，采用内外混旋流气泡雾化的方式增强对含金属悬浮物凝胶推进剂的雾化效果，并采用燃烧室和耐热锥形喷管，保证两
相燃烧的充分性和流动的均匀性。

[0006] 实现本发明目的的技术解决方案为：

[0007] 一种镁凝胶二氧化碳发动机，包括从上向下依次同轴连接的喷注器、燃烧室、连接外套；所述喷注器上端同轴的固连有内针栓，内针栓位于喷注器上端的空腔内，与喷注器之
间形成环形的预混通道，预混通道用于混合形成初始泡状流；所述内针栓底部沿径向均布
有多个与预混通道连通的针栓孔，以流通辅助雾化气体；所述内针栓顶部设有辅助雾化气
接头用于接通辅助雾化气；所述喷注器径向连接有液体推进剂接头，液体推进剂接头与预
混通道连通；

[0008] 所述预混通道下端设有圆环结构，圆环结构内腔内设有依次固连的中心体和旋流器；所述中心体与圆环结构之间设有与预混通道连通的环形槽；旋流器与圆环结构之间设
有与环形槽连通的整流腔；所述旋流器下端中心设有旋流室，旋流室正对喷嘴盘的中心通
孔，中心通孔用于流通镁凝胶气泡悬浮液；所述喷注器底座沿径向均布多对气体推进剂接
头；所述气体推进剂接头与圆环结构外部的环形空腔连通，用于接通二氧化碳；

[0009] 所述喷嘴盘固定在喷注器底座下端；所述喷嘴盘以中心通孔为中心沿周向均布有多个切向的气体通孔，所述气体通孔与环形空腔连通；所述中心通孔连通燃烧室；所述连接
外套内同轴的设有喷管。

[0010] 本发明与现有技术相比，其显著优点是：

[0011] (1)本发明的一种镁凝胶二氧化碳发动机，采用的是内外混旋流气泡雾化来保证其雾化和掺混，燃烧室头部气体喷口喷出的高速涡流一方面进一步加速镁凝胶在喷嘴外的
破碎，另一方面也阻止了高温燃气与壁面相接触，起到涡流冷却的效果；采用内外混旋流气
泡雾化的方式增强对含金属悬浮物凝胶推进剂的雾化效果，并采用可替换的燃烧室和耐热
锥形喷管，保证两相燃烧的充分性和流动的均匀性。

[0012] (2)液态燃料与辅助雾化器先在喷注器内预混合，产生泡状流后在压力旋流作用下喷入燃烧室，与其他传统喷注方式相比，气泡式雾化对粘度的差异不敏感，因而也可适用
于其他较低粘度推进剂如煤油等的雾化和掺混。

附图说明

[0013] 图1为本发明一种镁凝胶二氧化碳发动机装配剖视图。

[0014] 图2为本发明喷注器装配剖视图。

[0015] 图3为本发明喷注器底座剖视图。

[0016] 图4为本发明喷注器底座俯视图。

[0017] 图5为本发明内针栓剖视图。

[0018] 图6为本发明喷嘴盘等轴测图。

[0019] 图7为本发明喷注盘喷注及涡流冷却方式示意图。

[0020] 图8为本发明旋流器剖视图。

[0021] 图9为本发明旋流器俯视图。

[0022] 图10为本发明燃烧室正视图。

[0023] 图11为本发明燃烧室剖视图。

[0024] 图12为本发明连接外套剖视图。

[0025] 图13为本发明喷管剖视图。

具体实施方式

[0026] 下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的介绍。

[0027] 本发明提供一种镁凝胶二氧化碳发动机，其采用内外混压力旋流气泡雾化喷注和模块化热沉推力室设计方案，推力级别和工况均可调，能应用于除镁凝胶推进剂外其他粘
性差异较大的常温推进剂喷注和燃烧，并可满足较长的工作时间。下面根据图1‑13详细描
述本发明实施例的一种镁凝胶二氧化碳发动机。

[0028] 如图1‑13所示，一种镁凝胶二氧化碳发动机包括从上向下依次同轴连接的喷注器1、燃烧室3、连接外套4和喷管5；辅助雾化气接头1‑4同轴安装在喷注器1顶部，数量为1，采
用DN6焊接直通；液体推进剂接头1‑5安装在喷注器1小直径圆柱侧壁处，数量为1，采用DN6
焊接直通；喷注器1底座1‑7沿径向均布多对气体推进剂接头1‑6，采用DN10焊接直通；所述
气体推进剂接头1‑6与底座1‑7圆环结构外部的环形空腔1‑7‑6连通，用于接通二氧化碳；燃
烧室3通过法兰同轴固定在喷注器1下方；喷管5同轴置于连接外套4内，并由连接外套4的法
兰端与燃烧室3同轴相连。

[0029] 如图2‑9所示喷注器1内部包括了内针栓1‑1、旋流器1‑2和喷嘴盘1‑3。旋流器1‑2为切向孔式，且在旋流器1‑2顶部开有螺纹孔，中心体1‑7‑4中心设有通孔1‑7‑5，通孔1‑7‑5
内设置螺钉与旋流器1‑2螺纹孔相固连；喷注器1底部沿周向开有均布的法兰孔1‑3‑1，喷嘴
盘1‑3以螺纹连接的方式与喷注器1相固连。内针栓1‑1、喷嘴盘1‑3与喷注器1之间设有密封
环2密封。

[0030] 如图2和5所示，内针栓1‑1侧壁开有均布的x个针栓孔1‑1‑1以流通辅助雾化气体，针栓孔1‑1‑1直径 且4≤x≤12。

[0031] 如图2‑9所示，喷嘴盘1‑3中心开有一个通孔1‑3‑2用于流通镁凝胶气泡悬浮液，喷嘴盘1‑3周向均匀分布有m个以沿圆周切向方向呈α角度的气体通孔1‑3‑3用于流通二氧化
碳，且10≤m≤30，‑45°≤α≤45°。喷嘴盘1‑3以螺纹连接的方式沿周向开有均布的法兰孔1‑
3‑1与喷注器1相固连。

[0032] 如图2‑9所示，喷注器1的具体工作过程为：

[0033] 液态燃料由液体推进剂接头1‑5进入喷注器底座1‑7，辅助雾化气由辅助雾化气接头1‑4进入内针栓1‑1，与液态燃料在底座1‑7的预混通道1‑7‑1内混合形成初始泡状流，然
后初始泡状流通过底座1‑7中心体1‑7‑4周围的环形槽1‑7‑2进入底座1‑7下方整流腔1‑7‑
3，然后由旋流器1‑2的切向孔1‑2‑1进入旋流室1‑2‑2，最后通过喷嘴盘1‑3中心通孔1‑3‑2
喷入燃烧室3；气态氧化剂由气体推进剂接头1‑6进入喷注器底座1‑7，经喷注器底座1‑7下
方环形腔1‑7‑6后由喷嘴盘1‑3的喷孔1‑3‑3进入燃烧室3。

[0034] 如图2、6‑7所示，液态燃料与气态氧化剂以同向或反向的方式喷注，通过软件计算与仿真，液态燃料经旋流器1‑2从中心通孔1‑3‑2喷出后会形成如图7所示的一个锥形液膜，
在中心构成一个较大的低速回流区以稳定火焰；气体经喷孔1‑3‑3沿圆周切向喷出后会在
燃烧室3内形成高速旋转涡流，在与旋流锥形液膜的高速剪切的作用下加速其破碎雾化，并
且沿燃烧室3内侧壁螺旋向下流动，以涡流冷却的方式降低燃烧室3内侧壁温度，中心通孔
1‑3‑2直径 气体喷孔1‑3‑3直径 可根据使用工况和实验结果调整液孔直
径，气孔直径、个数和角度优化流场结构。

[0035] 如图10‑13所示，喷管5同轴置于连接外套4内，喷管5为锥形喷管，采用耐烧蚀材料。连接外套4与燃烧室3通过法兰结构相固连，并以燃烧室3底部圆形凸环与连接外套4的
环槽轴向定位，且凸环与环槽之间设有密封环6密封。

[0036] 如图12‑13所示，连接外套4下端留有开孔以排出燃气，开孔大小可根据工作状态选择。喷管上端入口5‑1半锥角为20°‑45°，下端出口5‑3半锥角为10°‑15°，采用锥形而非特
型是为满足两相流喷管的设计要求。喉部5‑2处直径为3‑30mm，可满足100‑1000N级发动机
的实验要求。

[0037] 如图4所示，燃烧室3的侧壁设有测压螺纹孔3‑1及高能点火器螺纹孔3‑2(连接点火器)。

[0038] 本发明应用了气泡雾化、两相流动燃烧以及液体火箭发动机设计理论，使镁凝胶推进剂先在喷注器内与辅助雾化气内混，然后与氧化剂气体一同以旋流的方式从喷嘴喷入
燃烧室，经高能火花塞点火燃烧后形成的两相流燃气从喷管喷出。凝胶气泡破碎及相间的
高速旋流可有效实现镁凝胶与二氧化碳的掺混燃烧；燃烧室整体采用热沉材料，且从喷嘴
盘喷出的高速旋转涡流能阻止高温燃气与壁面接触，能有效改善燃烧室侧壁面的温度上
升。本发明采用的推进剂种类属新型推进剂，与一般的液体、固体(粉末)推进剂不同，是一
种在有机溶剂碳酸二甲酯(DMC)中加入镁颗粒形成的镁凝胶悬浮液，粘度和张力极大，因而
也需采用新的喷注方式，如本发明所采用的是内外混旋流气泡雾化来保证其雾化和掺混。
此外，燃烧室头部(喷嘴盘)气体喷口喷出的高速涡流一方面进一步加速镁凝胶在喷嘴外的
破碎，另一方面也阻止了高温燃气与壁面相接触，起到涡流冷却的效果。