4/6燃气发生器和小推力发动机推力室

下面第四章燃气发生器和小推力发动机推力室设计的笔记部分：

以下为相关复习思考题：

4-1 简述液体燃气发生器的类型和特点。

固体推进剂燃气发生器（简称固体燃气发生器）和液体推进剂燃气发生器（简称液体燃气发生器）。液体燃气发生器根据组元的数量可分为单组元、双组元和三组元液体燃气发生器（此处知识点较为繁杂，可见笔记）

4-2 液体燃气发生器双区燃烧的实现方式有哪些？

无论是富燃燃气发生器还是富氧燃气发生器，组元质量混合比通常偏离化学计算当量混合比很多，两种组元中的一种组元的剩余量很大，因此组织高效稳定的燃烧是十分困难的。为此在某些液体燃气发生器中，一部分流量偏多的组元通过头部喷入，与另一种组元的全部流量进行反应，剩余部分通过身部的辅助喷射环喷入燃气发生器。这时在燃气发生器内形成两个区域，即高温燃烧区域与较低温度区域（燃气降温区域），这种燃气发生器称为双（燃烧）区燃气发生器。
将推进剂中富余量大的组元分两部分喷注进入燃气发生器，一部分先参与反应，形成高温燃烧产物，另一部分与已经燃烧的产物进行掺混，对燃烧产物进行降温,这个过程称为二次喷注过程。
也可以将喷注面划分为中心区和边区，通过不同喷嘴的设计和排列，在中心区域获得合理的余氧系数（对于富燃燃气发生器选取比较高的余氧系数），以保证可靠点火和稳定燃烧。
二次喷注过程也可以通过单个喷注单元来实现

4-3 简述小推力发动机的类型和特点。

① 在高真空和失重的空间环境下可长期工作。
②单个推力室的推力很小，推进剂组元的质量流量值很小。
③ 小推力发动机通常为多次启动发动机，累积工作次数或循环工作寿命为从几次至几十万次，有些在轨工作寿命高达十几年。无论连续工作，还是脉冲工作，其累积工作时间都比大推力液体火箭发动机要长得多。
④姿控发动机通常为脉冲工作方式，由安装于推力室头部的电磁阀直接控制推进剂进入燃烧室，因而响应快，响应时间一般为4~25 ms。比冲也会更低。
⑤不仅能在额定推力下工作，而且能够根据不同任务的要求来调节推力，推力调节范围较大,在有些情况下，额定推力与最低推力之比可达到10 : 10
⑥一般采用挤压式推进剂供应系统。挤压式供应系统对于长时间工作的发动机具有可靠性高、系统结构简单的特点。
⑦采用双组元自燃推进剂或单组元推进剂。

4-4 单组元小推力液体火箭发动机推力室的头部结构有哪些特点？

对于总冲量和推力都较小且需脉冲工作的小推力发动机来说，采用脚作为单组元推进剂的发动机具有结构简单、响应灵敏、稳态和脉冲式工作的重复性好等优点，应用非常广泛，如航天器和火箭上面级的姿态控制、末速修正、推进剂沉底和位置保持等。
过氧化氢在催化剂的作用下分解为氧气和水，反应产物的温度以及R T 值随过氧化氢浓度的不同而变化。与肿相比，过氧化氢的性能虽然偏低，但密度高，密度比冲比脐的密度比冲高 6%左右;此外，过氧化氢无毒，分解产物对环境无害，使得研制、使用和维护成本得到明显降低。
推力室喷注器可由多根毛细管（喷注管）组成。REA20-4发动机就采用了这种头部结构。这种结构可保证腓的喷射速度较低，也可保证肝在催化剂层中的均匀分布，可增大与脚接触的催化剂的面积,改善动力特性，保证发动机的工作平滑，并降低催化剂的损耗。REA20-/靠近头部下底处装有两层防护网（或多孔隔栅），以防止催化剂颗粒在发动机振动过程中进入头腔和阀门
由于喷嘴数量少,在小推力发动机燃烧室内获得均匀的流量密度和混合比分布是比较困难的。层板式喷注器能够较好地解决这个问题。

4-5 对于小推力液体火箭发动机，其推力室采用再生冷却时会有哪些特殊的困难?

小推力发动机推力室中能够用于再生冷却的冷却剂流量小，一方面冷却剂的流量不能吸收整个推力室的热流量，使冷却剂在冷却通道出口的温度高于冷却剂的沸点或其他限制温度；另一方面，由于冷却剂的流量小，在冷却通道中的流速低，因此不足以对推力室壁局部进行冷却，特别是热流密度高的部位，可能会导致局部室壁温度与冷却剂温度过高，从而使冷却剂出现化学分解、膜沸腾及其他一些不能容许的现象。
在小推力发动机中若采用再生冷却，则在一定推力下要受到燃烧室压力的限制，且在间歇时间内组元在冷却套内有过热（或冻结）的危险，只有克服了上述缺点，才可能采用再生冷却方式。

4-6 小推力液体火箭发动机推力室采用烧蚀冷却和辐射冷却有哪些优点和限制？

烧蚀冷却具有结构简单的特点，且传向周围介质的热流量较小。对于烧蚀冷却推力室，其结构质量的增加与其工作时间的平方根成正比。对于工作时间较长的推力室，由于结构质量增加过多，故通常不采用烧蚀冷却。
采用辐射冷却时，小推力发动机推力室结构简单，结构质量也较小,特别是在长时间工作的条件下，其结构质量比采用烧蚀冷却的推力室结构质量小得多，有较大的热流量传向周围环境，这可能对飞行器内与其相邻的构件造成不利影响。
由于燃烧室的高温和喉部的高热流密度，使得推力室仅仅采用辐射冷却方式会有很大难度。喷管延伸段热流密度明显下降，采用辐射冷却是合理可行的。同时在材料表面喷涂或沉积相容性好、耐高温、抗热振、抗冲刷和抗氧化的硅化物高温抗氧化涂层。在某些情况下，涂层不仅可以起到抗氧化的作用，同时还具有增加热辐射能力的效果，使壁温进一步降低。
辐射冷却推力室的特点是室壁温度高，推力室的使用性能及寿命由所选用的高温耐热难熔金属及抗氧化涂层决定。

4-7 对小推力液体火箭发动机的推力室可以采用哪些类型的复合冷却方法？

美国航天飞机反作用控制系统动力装置的辅助发动机在采用辐射冷却的同时，还在燃烧室和喷管的内壁面形成富燃料的低温燃气层，进行内冷却，另外，还在内壁面采用了隔热涂层。
在“交响乐”人造地球卫星中，所用推力为10〜 400 N 的液体火箭发动机具有极其有效的复合冷却法（再生冷却、内冷却与辐射冷却）。这些推力室的冷却特点是，在推力为400 N 的推力室中，用燃料对喷管的喉部区进行再生冷却；在推力为10 N 的推力室中，对燃烧室的后部进行再生冷却。
为了弥补烧蚀冷却的缺点，可以在采用烧蚀冷却时结合使用难熔材料喉衬、辐射冷却的喷管延伸段或内冷却等措施。

4-8 为什么要对小推力发动机推力室头部的推进剂阀采取隔热措施？

小发动机在长时间脉冲或连续工作情况下，推力室头部可采用毛细管喷注器，以避免燃烧室传出的热流量使推进剂组元在其内腔出现沸腾现象,并保证多次启动的可靠性。毛细管喷注器有上、下两个喷注盘，推进剂通过毛细管从上喷注盘供人下喷注盘，两个喷注盘之间用薄壁、圆柱形的多孔隔热框隔开，以减小身部传递给头部的热量。也可以利用推进剂对推力室头部进行冷却作为隔热措施。

4-9 在小推力液体火箭发动机中给分解产物进行电加热的目的是什么？

为了将比冲提高约30% ,在某些人造地球卫星的动力装置中，用电加热器对分解产物进行加热。
分解室具有锥形的镀金热屏。喷管用连接热交换器的燃气引出管代替。热交换器包括两个同轴的筒形件和轴向的构件,后者将燃气导往锥形喷管。在热交换器的中心区装有对分解产物进行加热的电加热器;在其外部设有辐射屏，以免热流沿半径方向通过。电加热器的辐射热流直达热交换器的中心区域，当分解产物流过此中心区时，便能吸热升温。