超音速客机用一种有声腔火箭推力室

摘要

本实用新型涉及一种有声腔火箭推力室，属于70％-75％过氧化氢/航空煤油中压补燃火箭发动机。为了能研制出满足超音速客机使用要求的火箭发动机，本实用新型采用有声腔三层底头部结构、两种气液喷注单元、管束式身部结构等推力室技术方案。主要优点是推力室燃烧温度很低，推力室身部冷却很可靠，进入推力室的富氧气温度不到400℃，声腔能有效减振，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。本实用新型主要用于超音速客机，也适用于火箭飞机、航天飞机、星际飞船、运载火箭、液体导弹等。

主权项

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(1)、富氧气喷嘴(2)、中底(3)、外底(4)、有富氧气入口管的安装座(5)、声腔(6)、集液器环(7)、过滤网(8)和煤油入口接管嘴(9)，身部包括过氧化氢入口管(10)、集液器环(11)、过滤网(12)、扩散段外壳(13)、连接法兰盘(14)、喷管延伸段(15)、人字环(16)、变截面管(17)、收敛段外壳(18)、圆柱段外壳(19)、集液器环(20)、过氧化氢出口管(21)和直连接环(22)或连接环(22A)，除喷管延伸段(15)是用螺栓连接外的其余零件均焊接固定，其特征在于：所述的内底(1)、富氧气喷嘴(2)、中底(3)、外底(4)和声腔(6)组成有声腔的三层底头部结构，内底(1)上开有与富氧气喷嘴(2)组成两种气液喷注单元的煤油斜孔(23)和直孔(24)，多根变截面管(17)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。