超音速客机用一种有声腔火箭推力室的制作方法
【技术领域】
[0001]本实用新型涉及飞机用的过氧化氢/煤油火箭发动机。
【背景技术】
[0002]民航飞机安全适用，但洲际长航程耗时十余小时，乘客比较疲劳。联想到高铁和动车的好处，长航程民航飞机也应该增速一倍左右，成为以2-3倍音速巡航的超音速客机。
[0003]早在1976年，欧洲就研制了協和号超音速客机，是用大推力航空喷气发动机推进后掠式机翼的客机。这种飞机存在不够安全、故障较多、维护费用高、起飞噪声大等缺点，在2000年发生空难后三年退役。
[0004]最近欧美又重新研制新一代超音速客机。美国洛克希德-马丁公司研发的"N+2"商用超音速客机，可容纳80名乘客，采用了新动力系统(不详)。美国Aer1n航空技术公司也与欧洲空中客车集团合作，研制只有12名乘客的AS2超音速商务喷气机，采用减少20%阻力的机翼设计，预计2019年试飞。
[0005]本人提出的超音速客机方案是在飞机尾部增设一台火箭发动机，与机翼下的航空喷气发动机组成双推进系统。在从10000米左右常规巡航高度爬升至20000米左右新巡航高度并加速至2-3倍音速的后阶段，启动火箭发动机进行双推进。该方案的主要优点是能较多保留飞机原技术状态，起飞、前期爬升和降落机场的飞行特点不变，乘员人数可多些。
[0006]超音速客机用的火箭发动机要求具有与航空喷气发动机相近的安全可靠、振动小、寿命长、能重复使用很多次、使用维护方便、经济性好等特点，使用的推进剂要便于加注车加注。另外，超音速客机大部分时间在空气稀薄的高空飞行，还需要提供调节客舱氧气量、压力、温度和湿度用的气源。目前国内外都没有能满足这些要求的火箭发动机。过氧化氢/煤油火箭发动机虽然早已用在军用飞机上，但高浓度85% -98%过氧化氢不太安全，用的较少。本人有获准的"一种无催化床的中等浓度过氧化氢/煤油燃烧室"实用新型专利(ZL 201320842845.6)，提高了安全性和使用性，但这种军民两用的小型燃烧室无减振设施，不能用在超音速客机的液体火箭发动机上。
【发明内容】
[0007]针对适用于超音速客机的火箭发动机目前在国内外都没有，上述专利的燃烧室无减振设施，为了能研制出满足超音速客机使用要求的火箭发动机，本实用新型给出作为这种发动机主要部分的一种有声腔火箭推力室。
[0008]本实用新型的火箭推力室使用较低浓度70% -75%过氧化氢作为氧化剂，无毒、无色、无气味，是腐蚀性小的环保化学品。按中华人民共和国国家标准GB1616-2003进行生产、运输、储存和使用是安全的。是良好的再生冷却剂，不会积炭结焦，也不易产生推力室内壁热疲劳。冰点_40°C-32°C，沸点125°C _129°C，一年四季都能用。工业级70%过氧化氢的I千克价格6元人民币，较便宜。密度大，在25°C的密度1.2867-1.3103g/cm3。分解温度低，大气压下的完全分解温度266.8 °C -388.9°C，15MPa压力的完全分解温度321.6 °C -393.9°C。
[0009]本实用新型的火箭推力室使用航空煤油作为燃料，主要是3号喷气燃料或2号喷气燃料，这与航空喷气发动机的燃料相同。
[0010]本实用新型的火箭推力室使用的点火剂是自燃煤油，由煤油、主催化剂、副催化剂和溶剂组成，详见本人的专利申请CN102863994A。自燃煤油先于航空煤油1_3秒进入推力室，与初始的含有未分解过氧化氢的富氧气相接触而自燃点火。
[0011]本实用新型的超音速客机用一种有声腔火箭推力室由头部和身部组成，头部包括内底、富氧气喷嘴、中底、外底、有富氧气入口管的安装座、声腔、集液器环、过滤网和煤油入口接管嘴，身部包括过氧化氢入口管、集液器环、过滤网、扩散段外壳、连接法兰盘、喷管延伸段、人字环、变截面管、收敛段外壳、圆柱段外壳、集液器环、过氧化氢出口管和连接环，除喷管延伸段是用螺栓连接外的其余零件均焊接固定。内底、富氧气喷嘴、中底、外底和声腔组成有声腔的三层底头部结构，内底上开有与富氧气喷嘴组成两种气液喷注单元的煤油斜孔和直孔，多根变截面管沿圆周排列组焊成用70% -75%过氧化氢作为再生冷却剂的管束式身部结构。
[0012]声腔沿圆周开有数量和宽度相同的两种直槽，深度和弧长大的是深声腔，深度和弧长小的是浅声腔，两种声腔相间排列，声腔之间的声腔肋上在对应内底和中底之间的位置开有径向槽形煤油孔。
[0013]气液喷注单元的富氧气喷嘴是直孔式气喷嘴，按同心圆紧凑排列与内底和中底成为一个整体，喷嘴之间的狭小空间内底上开有与喷嘴数目相同的煤油喷孔，最外圈是直孔和其余是斜孔。
[0014]管束式身部结构的所有变截面管在两端的根部外侧及扩散段外壳和圆柱段外壳的相应部位都开有槽形孔和径向槽形孔。
[0015]直连接环构成头部和身部连接后的声腔槽外径等于推力室圆柱段内径，连接环构成头部和身部连接后的声腔槽内径不小于推力室圆柱段内径。
[0016]本实用新型的超音速客机用一种有声腔火箭推力室主要优点和有益效果:
[0017](I)本实用新型的火箭推力室燃烧温度比现有液氧/煤油和液氧/液氢推力室燃烧温度3250°C -3400°C低1138°C _1442°C之多，用流量大和冷却性能好的70% -75%过氧化氢冷却管内无焊渣的管束式身部很可靠，再加上进入推力室的富氧气温度不到400°C，能使得这一种火箭推力室的工作条件得到根本性改善，大大减少技术难度，具备用较小代价和较短时间研制出超音速客机用火箭发动机的条件。
[0018](2)本实用新型的火箭推力室设置了抑制高频不稳定燃烧和减振用的深浅两种声腔，采用最外圈氧化剂喷嘴和对应的燃料直孔降低声腔入口外燃气迥流区或过渡区的温度，并用声腔肋内沿径向孔流动的燃料对肋受热处进行外冷却，可确保声腔可靠工作，能有效降低超音速客机用火箭