TWI504538B - 雙旋流混合火箭引擎 - Google Patents

雙旋流混合火箭引擎 Download PDF

Info

Publication number
TWI504538B
TWI504538B TW102119323A TW102119323A TWI504538B TW I504538 B TWI504538 B TW I504538B TW 102119323 A TW102119323 A TW 102119323A TW 102119323 A TW102119323 A TW 102119323A TW I504538 B TWI504538 B TW I504538B
Authority
TW
Taiwan
Prior art keywords
dish
oxidant
combustion chamber
shaped combustion
swirl
Prior art date
Application number
TW102119323A
Other languages
English (en)
Other versions
TW201444734A (zh
Inventor
Yen Sen Chen
Men Zen Wu
Jong Shinn Wu
Alfred Lai
Jhe Wei Lin
Tzu Hao Chou
Original Assignee
Nat Applied Res Laboratories
Univ Nat Chiao Tung
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nat Applied Res Laboratories, Univ Nat Chiao Tung filed Critical Nat Applied Res Laboratories
Priority to TW102119323A priority Critical patent/TWI504538B/zh
Priority to US14/070,881 priority patent/US9458796B2/en
Publication of TW201444734A publication Critical patent/TW201444734A/zh
Application granted granted Critical
Publication of TWI504538B publication Critical patent/TWI504538B/zh

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/72—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid and solid propellants, i.e. hybrid rocket-engine plants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2210/00—Working fluids
    • F05D2210/30—Flow characteristics
    • F05D2210/33—Turbulent flow
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/35—Combustors or associated equipment

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Testing Of Engines (AREA)

Description

雙旋流混合火箭引擎
本發明涉及航空航太技術領域，尤其涉及一種雙旋流混合火箭引擎。
傳統雙旋流混合火箭引擎使用單孔流道或多孔流道設計，並使用軸向流體或氣體氧化劑的噴注。第一圖所示為傳統混合火箭引擎示意圖，在外殼3’內成形有本體1’和噴射口2’，本體1’內安置有固態燃料4’，火箭引擎啟動時，從氧化劑噴注嘴7’向本體內部噴注氧化劑，氧化劑流過燃道的固態燃料4’，與固態燃料融化及混合燃燒並從噴嘴2’噴出產生推力，這種設計表現出真空比沖值約為250秒，遠低於其超過300秒的理想值，此設計概念的低性能表現的原因，主要是來自於其擴散火焰結構所造成的低混合及低燃燒效率所致。此種火箭發動機結構若想提高燃燒效率，需要加長燃燒道，導致火箭體積和重量大幅度增加，成本居高不下。
本發明要解決的技術問題是提供一種在保持現有的體積和重量下，產生高燃燒效率，性能顯著提升的新結構雙旋流混合火箭引擎。
為瞭解決上述技術問題，本發明提供了一種雙旋流混合火箭引擎，包括本體和連接本體尾部的噴嘴，所述本體內部包括多個軸向排列的碟形燃燒室及連通該多個碟形燃燒室軸部的中央燃燒室；每個所述碟形 燃燒室的圓周內壁面上設置有多個氧化劑噴注嘴。
進一步地，所述氧化劑噴注嘴與所述碟形燃燒室的圓周切線呈10~20度角設置，用以使氧化劑沿燃燒室的圓周近切線方向10~20度角噴入。
進一步地，所述碟形燃燒室為偶數個。
進一步地，所述碟形燃燒室呈圓碟狀。
進一步地，所述碟形燃燒室有兩個。
進一步地，兩個所述碟形燃燒室內噴入的氧化劑旋流運行方向相反。
進一步地，每個所述碟形燃燒室圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴數量為偶數個，且兩兩對稱設置。
進一步地，每個所述碟形燃燒室圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴至少有4個。
進一步地，每個所述碟形燃燒室圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴為4個、6個或8個。
本發明於多個連通的本體中，分別以接近圓周近切線方向噴注，而在臨近碟形燃燒室中的噴注方向相反，產生轉向相反的氧化劑旋流，能夠增加氧化劑與固態燃料表面燃燒反應的總滯留特性時間，當旋流90度轉彎進入中央燃燒室後，流體由於轉灣及從碟形燃燒室來的反向旋流效應，呈現了最大的剪切應力，在中央燃燒室造成最佳的燃料混合及燃燒效果，並通過收縮及擴張的噴嘴噴出，本雙旋流混合火箭引擎整體的燃燒效率及推進性能得到大幅的提升，最後達成幾近理想的燃燒及推進效率，同 時可使火箭引擎的設計長度大幅縮短。
1、1’‧‧‧本體
11‧‧‧碟形燃燒室
12‧‧‧中央燃燒室
2、2’‧‧‧噴嘴
3、3’‧‧‧外殼
4、4’‧‧‧固態燃料
5‧‧‧氧化劑旋流
6‧‧‧氧化劑旋流
7’‧‧‧氧化劑噴注嘴
第一圖是現有混合火箭引擎示意圖。
第二圖是本發明之雙旋流混合火箭引擎結構原理示意圖。
第三圖是本發明之雙旋流混合火箭引擎另一視角的結構原理示意圖。
第四圖是本發明之雙旋流混合火箭引擎模擬分析數據參考圖。
第五圖是本發明之雙旋流混合火箭引擎另一模擬分析數據參考圖。
以下結合附圖和具體實施例對本發明作進一步說明，以使本領域具有通常知識者可以更好地理解本發明並能予以實施，但所舉實施例不作為對本發明的限定。
第一圖為傳統混合火箭引擎示意圖，而第二圖為本發明的雙旋流混合火箭引擎的結構原理示意圖，如圖所示，本發明的雙旋流混合火箭引擎包括本體1和連接本體尾部的噴嘴2，本體1包括多個軸向排列的碟形燃燒室11及連通該多個燃燒室軸部的中央燃燒室12；每個碟形燃燒室11均呈圓碟狀，其圓周內壁面上設置有多個氧化劑噴注嘴(圖中未示)。作為較佳的實施方式，本發明的氧化劑噴注嘴與碟形燃燒室11的圓周切線呈10~20度角設置，用以使氧化劑沿燃燒室11的圓周近切線方向10~20度角噴入。碟形燃燒室11最好為偶數個；最佳地，碟形燃燒室11有兩個。需要特別強調的是，本發明中相鄰的碟形燃燒室中氧化劑的噴注方向相反，使得氧化劑 在相鄰的碟形燃燒室中分別形成順時針旋流和逆時針旋流。當燃碟形燒室為兩個時，按上述方法噴注氧化劑，兩個碟形燃燒室內噴入的氧化劑運行方向相反，第二圖和第三圖中，正三角形箭頭表示逆時針方向的氧化劑旋流5，等腰三角形箭頭表示順時針方向的氧化劑旋流6。
本發明使用配對的雙旋流設計之碟形燃燒室，包括碟形燃燒室11、中央燃燒室12及噴嘴2均成形於外殼3內，自燃碟形燒室11的最外圈，以接近圓周切線的反轉方向噴注氧化劑，氧化劑在碟形燃燒室11內旋轉運行，行程呈幾何級數增長，能夠增加氧化劑靠近固態燃料4表面燃燒的總滯留特性時間，在氧化劑旋過碟形燃燒室11，90度轉彎進入中央燃燒室12時，相反方向運行的氧化劑旋流相遇於中央燃燒室12，滾轉力距正好抵消，此時，經由流體轉彎及反向旋流效應，能造成強大的流體應力效果，達成完全的混合增益及完全燃燒的效果，最後達成幾近理想的燃燒及推進效率，同時可使本發明的設計長度大幅縮短。
作為較佳實施方式，每個碟形燃燒室11圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴數量應為偶數個，且兩兩對稱設置，以避免應力不均衡。較佳地，每個碟形燃燒室11圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴至少有4個。最佳地，每個碟形燃燒室11圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴為4個、6個或8個。
請配合參看第四及五圖所示，為了驗證此本發明所宣示的技術效果，發明人使用NASA得獎的多物理UNIC-UNS專業計算軟體，進行了詳細的計算分析，當使用的燃料組合為N2O(用作氧化劑)及HTPB(用作固態燃料)時，計算所得到的真空比衝為292秒。應用本發明於航空、太空及電力產品將可提升其總體平均性能20%~40%以上。
以上所述實施例僅是為充分說明本發明而所舉的較佳的實施例，本發明的保護範圍不限於此。本技術領域的技術人員在本發明基礎上所作的等同替代或變換，均在本發明的保護範圍之內。本發明的保護範圍以申請專利範圍中之記載為准。
1‧‧‧本體
11‧‧‧碟形燃燒室
12‧‧‧中央燃燒室
2‧‧‧噴嘴
3‧‧‧外殼
4‧‧‧固態燃料
5‧‧‧氧化劑旋流
6‧‧‧氧化劑旋流

Claims (5)

  1. 一種雙旋流混合火箭引擎，包括本體和連接本體尾部的噴嘴，其中所述本體內部包括一第一碟形燃燒室、一第二碟形燃燒室以及連通該該第一以及第二碟形燃燒室軸部的中央燃燒室，其中該第一碟形燃燒室以及該第二碟形燃燒室係呈軸向排列；該第一以及第二碟形燃燒室的圓周內壁面上分別地設置有多個氧化劑噴注嘴用以噴注氧化劑；其中，該第一以及第二碟形燃燒室係為相鄰的，且該第一碟形燃燒室的該氧化劑噴注嘴所噴注出之氧化劑方向與該第二碟形燃燒室的該氧化劑噴注嘴所噴注出之氧化劑方向係為相反的以使在第一碟形燃燒室中的氧化劑以及在第二碟形燃燒室中的氧化劑分別形成順時針的旋流以及逆時針的旋流。
  2. 如申請專利範圍第1項所述的雙旋流混合火箭引擎，其中，該氧化劑噴注嘴與相對應的碟形燃燒室的圓周切線呈10~20度角設置，用以使氧化劑沿該相對應的碟形燃燒室的圓周切線方向10~20度角噴入。
  3. 如申請專利範圍第1至2項中任一項所述的雙旋流混合火箭引擎，其中每個所述碟形燃燒室圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴數量為偶數個，且兩兩對稱設置。
  4. 如申請專利範圍第3項所述的雙旋流混合火箭引擎，其中每個所述碟形燃燒室圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴至少有4個。
  5. 如申請專利範圍第4項所述的雙旋流混合火箭引擎，其中每個所述碟形燃燒室圓周內壁面上的氧化劑噴注嘴為4個、6個或8個。
TW102119323A 2013-05-31 2013-05-31 雙旋流混合火箭引擎 TWI504538B (zh)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
TW102119323A TWI504538B (zh) 2013-05-31 2013-05-31 雙旋流混合火箭引擎
US14/070,881 US9458796B2 (en) 2013-05-31 2013-11-04 Dual-vortical-flow hybrid rocket engine

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
TW102119323A TWI504538B (zh) 2013-05-31 2013-05-31 雙旋流混合火箭引擎

Publications (2)

Publication Number Publication Date
TW201444734A TW201444734A (zh) 2014-12-01
TWI504538B true TWI504538B (zh) 2015-10-21

Family

ID=51983565

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
TW102119323A TWI504538B (zh) 2013-05-31 2013-05-31 雙旋流混合火箭引擎

Country Status (2)

Country Link
US (1) US9458796B2 (zh)
TW (1) TWI504538B (zh)

Families Citing this family (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11965456B2 (en) * 2015-09-02 2024-04-23 Jetoptera, Inc. Fluidic turbo heater system
WO2017065858A2 (en) 2015-09-02 2017-04-20 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US10464668B2 (en) 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
USD868627S1 (en) 2018-04-27 2019-12-03 Jetoptera, Inc. Flying car
US11661907B2 (en) * 2018-10-11 2023-05-30 Sierra Space Corporation Vortex hybrid rocket motor
US20210148307A1 (en) 2019-01-30 2021-05-20 Laboratoire Reaction Dynamics Inc. Rocket engine with integrated oxidizer catalyst in manifold and injector assembly
US11572851B2 (en) 2019-06-21 2023-02-07 Sierra Space Corporation Reaction control vortex thruster system
US11952967B2 (en) 2021-08-19 2024-04-09 Sierra Space Corporation Liquid propellant injector for vortex hybrid rocket motor
US11879414B2 (en) 2022-04-12 2024-01-23 Sierra Space Corporation Hybrid rocket oxidizer flow control system including regression rate sensors
CN114856863B (zh) * 2022-06-14 2022-12-23 中国科学院力学研究所 一种用于螺旋嵌套式药柱的喷注器
CN115263607B (zh) * 2022-06-14 2023-04-14 中国科学院力学研究所 固液火箭发动机燃烧控制方法及变推力固液火箭发动机
CN115045777B (zh) * 2022-06-14 2022-12-23 中国科学院力学研究所 一种基于组合式药柱的变推力固液火箭发动机

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TW286349B (en) * 1993-09-17 1996-09-21 Nat Science Council Intake port of sloted sudden expansion combustion chamber
US6381949B1 (en) * 1997-08-29 2002-05-07 Kurt B. Kreiner Rocket engine having a transition attachment between a combustion chamber and an injector
US7137255B2 (en) * 2002-09-13 2006-11-21 United Technologies Corporation Compact swirl augmented afterburners for gas turbine engines
CN100417801C (zh) * 1999-03-10 2008-09-10 威廉国际有限责任公司 火箭发动机
US20080256924A1 (en) * 2007-04-17 2008-10-23 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Ultra-compact, high performance aerovortical rocket thruster
CN101737198A (zh) * 2008-11-11 2010-06-16 北京航空航天大学 带收缩段气-气喷嘴
CN101737197A (zh) * 2008-11-11 2010-06-16 北京航空航天大学 双同轴气-气喷嘴
TW201129748A (en) * 2010-02-24 2011-09-01 Nat Applied Res Laboratories Motor
CN202091057U (zh) * 2010-10-19 2011-12-28 靳北彪 高效涡轮喷气发动机

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2286909A (en) * 1940-12-16 1942-06-16 Robert H Goddard Combustion chamber
US3065596A (en) * 1959-09-28 1962-11-27 Gen Electric Reignitable solid rocket motor
US3158997A (en) * 1962-05-15 1964-12-01 United Aircraft Corp Tribrid rocket combustion chamber
US3426534A (en) * 1966-06-02 1969-02-11 Thiokol Chemical Corp Fuel control device
US4835959A (en) * 1986-10-14 1989-06-06 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4811556A (en) * 1986-10-14 1989-03-14 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4817890A (en) * 1986-10-14 1989-04-04 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4840025A (en) * 1986-10-14 1989-06-20 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4841723A (en) * 1986-10-14 1989-06-27 General Electric Company Multiple-propellant air vehicle and propulsion system
US4928481A (en) * 1988-07-13 1990-05-29 Prutech Ii Staged low NOx premix gas turbine combustor
US6601380B2 (en) * 1999-03-24 2003-08-05 Orbital Technologies Corporation Hybrid rocket engine and method of propelling a rocket
US6931862B2 (en) * 2003-04-30 2005-08-23 Hamilton Sundstrand Corporation Combustor system for an expendable gas turbine engine

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
TW286349B (en) * 1993-09-17 1996-09-21 Nat Science Council Intake port of sloted sudden expansion combustion chamber
US6381949B1 (en) * 1997-08-29 2002-05-07 Kurt B. Kreiner Rocket engine having a transition attachment between a combustion chamber and an injector
CN100417801C (zh) * 1999-03-10 2008-09-10 威廉国际有限责任公司 火箭发动机
US7137255B2 (en) * 2002-09-13 2006-11-21 United Technologies Corporation Compact swirl augmented afterburners for gas turbine engines
US20080256924A1 (en) * 2007-04-17 2008-10-23 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Ultra-compact, high performance aerovortical rocket thruster
CN101737198A (zh) * 2008-11-11 2010-06-16 北京航空航天大学 带收缩段气-气喷嘴
CN101737197A (zh) * 2008-11-11 2010-06-16 北京航空航天大学 双同轴气-气喷嘴
TW201129748A (en) * 2010-02-24 2011-09-01 Nat Applied Res Laboratories Motor
CN202091057U (zh) * 2010-10-19 2011-12-28 靳北彪 高效涡轮喷气发动机

Also Published As

Publication number Publication date
TW201444734A (zh) 2014-12-01
US9458796B2 (en) 2016-10-04
US20140352276A1 (en) 2014-12-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
TWI504538B (zh) 雙旋流混合火箭引擎
CN102538010B (zh) 一种稳定器与涡轮后整流支板一体化设计的加力燃烧室
US11592183B2 (en) Systems, apparatuses and methods for improved rotating detonation engines
CN107956601B (zh) 一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室
CN103388839B (zh) 具有混合特征的多管式燃料喷嘴
JP5576683B2 (ja) 共鳴離調させるようになった回転空気弁発火パターン
CN105257429B (zh) 组合式火箭发动机
US10563619B2 (en) Aerospace turbofan engines
CN203570457U (zh) 一种两级掺混式喷嘴装置
CN108895484B (zh) 一种气氧/煤油涡流冷却燃烧室
CN106939850A (zh) 单组元发动机用防回火喷注装置
CN109630315B (zh) 固体火箭超燃冲压发动机及弧形燃气发生器、中心喷注装置
CN105705866A (zh) 喷嘴、燃烧器以及燃气轮机
CN112211748B (zh) 一种内外同时燃烧的车轮分块型药柱
CN105318357A (zh) 用于燃气涡轮发动机燃烧器导流罩的圆锥-平坦隔热罩
CN207598369U (zh) 一种预燃室喷注器结构
CN106247408B (zh) 一种拓宽回火裕度的喷嘴、喷嘴阵列和燃烧器
CN110700963B (zh) 一种基于轴对称的紧凑布局式固体火箭燃气超燃冲压发动机
CN109630319B (zh) 适用于内嵌点火装置的主动冷却式针栓喷注器
RU2300007C1 (ru) Вихревой ракетный двигатель
CN108252824A (zh) 一种应用于高性能双组元发动机的七喷头离心喷注器
CN101915182B (zh) 一种固体燃料火箭发动机
JP2017146062A (ja) 回転デトネーションエンジン
JP2010038538A5 (zh)
CN106090914B (zh) 燃烧喷嘴及其喷射方法