一种液态空气加力助推火箭发动机设备的制造方法
【技术领域】
[0001]本实用新型属于车在线火箭发动机领域，具体涉及一种液态空气加力助推火箭发动机设备。
【背景技术】
[0002]火箭发动机就是利用冲量原理，自带推进剂、不依赖外界空气的喷气式发动机。火箭发动机是喷气发动机的一种，将推进剂箱或运载工具内的反应物料(推进剂)变成高速射流，由于牛顿第三定律而产生推力。大部分火箭发动机靠排出高温高速尾气来获得推力，固体或液体推进剂(由氧化剂和燃料组成)在燃烧室中高压(10-200 bar)燃烧产生尾气。
[0003]火箭发动机喷管是用于动机的一种(通常是渐缩渐阔喷管)推力喷管。
[0004]它用于膨胀并加速由燃烧室燃烧推进产生的燃气，使之达到超高音速。
[0005]目前所有在使用的火箭，在使用过程中存在以下的问题:
[0006]1.燃料利用率低，从火箭发动机喷管喷出的长火焰看出，大量的热
[0007]量排向了空气中，因为火箭的速度和喷射出的物质的质量和物质的速度有关，和物质的温度无关，所以热量浪费巨大；
[0008]2.因为燃料利用率低，所以环境污染严重，比如美国的阿波罗号一秒
[0009]钟所消耗的燃料是人类当年首次横跨大西洋的飞机所消耗的燃料的十倍还多。
[0010]3.燃料利用率低，燃料成本也就很高；特别在发射卫星方面与国际
[0011]竞争时，燃料成本也成为重要的一方面；
[0012]4.由于温度高，热量强，红外特性和紫外特性也就很强，很容易被侦
[0013]测到，难以做到起飞段隐身，导弹起飞后，马上会被对方发现，对方会提前预警准备应对、反击、拦截。
[0014]火箭的燃料不管是固体还是液体，在燃烧时，迅速升温，气化，达到
[0015]两千度到三千度摄氏度，因为受热膨胀，被限制在燃烧室范围内，形成非常大的压力，燃烧的废气向后喷出时，喷出的尾气经过拉瓦尔喷管后速度达到了超音速。随着膨胀，速度增加，压力降低，温度也稍有降低，最后喷出的气体和大气混合，大量热量被浪费掉。
[0016]液态空气是将大自然的空气加压再降温后变成液态淡蓝色气体，具有
[0017]较低的气化热和超低温的存储温度，如果将液态空气和超高温、超音速的尾焰混合后，超高温、超音速的尾焰的热量将使超低温的液态空气迅速膨胀并气化，液态空气由液体变成气体时，在膨胀到I个大气压的情况下，体积会膨胀800倍以上，体积剧烈膨胀，会更增加火箭发动机的推动力。
【发明内容】
[0018]本实用新型的目的是，通过混合使用液态空气介质，充分利用燃料产
[0019]生的热量，减少环境污染，在保证同样推力的情况下，大幅度降低燃料的使用量，使成本降低，同时由于所喷射的尾焰气体的温度大副下降，使所喷射的尾焰气体的红外特性和紫外特性大幅度降低；使用空气液化得到的液态空气，则尽可能利用自然界的资源，最大限度利用燃料热能，使对环境的污染降到最低。
[0020]本实用新型针对上述问题，提供一种液态空气加力助推火箭发动机设备。
[0021]本实用新型解决上述问题所采用的技术方案是:一种液态空气加力助
[0022]推火箭发动机设备，包括以下部分:
[0023]液态空气储箱:用以装载液态空气；
[0024]超低温液体泵:用以在火箭发动机运行时将液态空气输送到液态空气喷嘴喷出，和火箭发动机喷出的超高温、超音速的尾焰气体相混合；
[0025]液态空气喷嘴:用以在火箭发动机运行时将液态空气喷出到火箭发动机后部的加力膨胀段和火箭发动机喷出的超高温、超音速的尾焰气体相混合；
[0026]加力膨胀段:用以吸入外界气体，喷入液态空气，吸入火箭发动机喷出的超高温、超音速的尾焰气体，实现推力；
[0027]所述液态空气储箱通过超低温液体泵密封连接所述液态空气喷嘴；所述液态空气喷嘴设置在火箭发动机后端，加力膨胀段内部前端。
[0028]进一步地，所述加力膨胀段包括加力段进气喉、混合膨胀段及加速扩张段；所述加力段进气喉设置在火箭发动机尾部上下端，加力膨胀段前端的迎风面；所述混合膨胀段设置在加力膨胀段的中部；所述加速扩张段设置在加力膨胀段的后部。
[0029]更进一步地，所述加力段进气喉为用以在火箭吸入空气的加力段进气喉。
[0030]更进一步地，所述混合膨胀段为向内凹进的混合膨胀段。
[0031]更进一步地，所述加速扩张段为向外扩张的加速扩张段。
[0032]本实用新型的优点:
[0033]1、是现有火箭发动机技术的延续，现有火箭发动机系统几乎不变；
[0034]2、高效率实现喷出的气体物理膨胀，燃料利用率提高，火箭发动机推力增加。
[0035]3、液态空气容易获取，且低污染、低成本。
[0036]除了上面所描述的目的、特征和优点之外，本实用新型还有其它的目的、特征和优点。下面将参照图，对本实用新型作进一步详细的说明。
【附图说明】
[0037]构成本申请的一部分的附图用来提供对本实用新型的进一步理解，本实用新型的示意性实施例及其说明用于解释本实用新型，并不构成对本实用新型的不当限定。
[0038]图1是本实用新型实施例的液态空气加力助推固体火箭发动机结构示意图；
[0039]图2是本实用新型实施例的液态空气加力助推液体火箭发动机结构示意图；
[0040]图3是本实用新型实施例的使用方法流程图。
[0041]附图标记:
[0042]I为运载物、2为液态空气储箱、3为火箭、4为火箭发动机、5为加力段进气喉、6为液态空气喷嘴、7为混合膨胀段、8为加速扩张段及9为超低温液体泵。
【具体实施方式】
[0043]为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本实用新型，并不用于限定本实用新型。
[0044]参考图1和图2，如图1和图2所示的一种液态空气加力助推火箭发动
[0045]机设备，包括以下部分:
[0046]液态空气储箱2:用以装载液态空气；
[0047]超低温液体泵9:用以在火箭发动机运行时将液态空气输送到液态空气喷嘴6喷出，和火箭发动机喷出的超高温、超音速的尾焰气体相混合；
[0048]液态空气喷嘴6:用以在火箭发动机运行时将液态空气喷出到火箭发动机后部的加力膨胀段和火箭发动机喷出的超高温、超音速的尾焰气体相混合；
[0049]加力膨胀段:用以吸入外界气体，喷入液态空气，吸入火箭发动机喷出的超高温、超音速的尾焰气体，实现推力；
[0050]所述液态空气储箱2通过超低温液体泵9密封连接所述液态空气喷嘴6 ;所述液态空气喷嘴6设置在火箭发动机后端，加力膨胀段内部前端。
[0051]所述加力膨胀段包括加力段进气喉5、混合膨胀段7及加速扩张段8 ;所述加力段进气喉5设置在火箭发动机尾部上下端，加力膨胀段前端的迎风面；所述混合膨胀段7设置在加力膨胀段的中部；所述加速扩张段8设置在加力膨胀段的后部。
[0052]所述加力段进气喉5为用以在火箭吸入空气的加力段进气喉5。
[0053]所述混合膨胀段7为向内凹进的混合膨胀段7。
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