CN101782027A

CN101782027A - 适用于大流量的气气喷注器及设计方法

Info

Publication number: CN101782027A
Application number: CN200910077041A
Authority: CN
Inventors: 蔡国飙; 汪小卫; 高玉闪; 金平
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2009-01-19
Filing date: 2009-01-19
Publication date: 2010-07-21

Abstract

适用于大流量的气气喷注器包括：内氧化剂喷嘴、外环燃料喷孔。内氧化剂喷嘴出口面积与燃料外环喷嘴面积相比取值较大。内氧化剂喷嘴内型面设计了厄流面积，且在出口具有扩张设计。内氧化剂喷嘴末端厚度不大于0.5mm。该气气喷注器的设计方法所采用计算和设计分为三步：首先计算燃料喷嘴的面积；再计算氧化剂的出口面积和厄流面积；最后通过结构安排设计出最终结构。本发明能够在大喷注流量下，在额定参数设计的燃烧室内，获得高的燃烧效率，并具有良好的热环境，因此能够大大减少喷注单元数量，有利于简化发动机结构、增加可靠性及节约成本；整体结构简单，加工难度小，制造成本低；使用范围广，能够适用于采用气体推进剂的燃烧设备中。

Description

适用于大流量的气气喷注器及设计方法

【技术领域】

本发明涉及一种适用于大流量的气气喷注器及设计方法。本发明特别用于应用于液体火箭发动机的大流量的气气喷注器的设计。

【背景技术】

对于喷注器设计，在特定的推力室特征长度内，确保其燃烧效率的前提下，如能够增大单喷注器的流量，就能降低发动机上喷注器个数，从而简化结构、降低成本和增加可靠性，具有重要的工程价值。在此方面，国内外研究者已开展了大发动机上有关气液喷注器研究工作。文献H.TAMURA，H.SAKAMOTO，M.TAKAHASHI，M.SASAKI，”LOX/LH₂ Subscale Swirl Coaxial Injector Testing”，AIAA Paper NO.1997-2906及文献M.SASAKI，H.SAKAMOTO，M.TAKAHASHI，et al.“Comparativestudy ofrecessed and non-recessed swirl coaxial injector”，AIAA Paper NO.1997-2907.在燃料氧发动机上采用了旋流喷注器，以增强掺混来提高单喷注器的流量，但同时指出旋流喷注器带来了高热载问题；文献H.Immich，J.Alting，J.Kretschmer，D.Preclik.Germany，“TECHNOLOGIES FOR THRUST CHAMBERS OF FUTURELAUNCH VEHICLE LIQUID ROCKET ENGINES，AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit”，AIAA Paper NO.2002-4143及文献Dietrich Haeseler，Chris Mading and DieterPreclik，“LOX-Kerosene Oxidizer-Rich Gas-Generator and Main Combustion ChambersSubscale Testing”，AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit，AIAA Paper NO.2006-5197中以获得大流量的喷注器为目的，分别在同一推力室工况下，分别采用不同喷注器个数进行试验研究，考察其燃烧性能，喷注器采用了同轴剪切式设计；气气喷注燃烧过程，不同于喷雾燃烧过程，其没有了雾化和蒸发过程，仅有混合和反应过程，进行大流量气气喷注器的设计工作更值得开展。

针对气气喷注器的设计研究工作，至今主要有两个阶段的研究，文献Calhoon D.，Ito J.and Kors D.，“Investigation of Gaseous Propellant Combustion and AssociatedInjector-Chamber design Guide-lines，”Aerojet Liquid Rocket Company，NASA CR-121234，Contract NAS3-13379，July 1973.显示在20世纪70年代开展了针对航天飞机辅助推进系统的小发动机的气气喷注器的设计、试验及分析等研究工作，进行了剪切式、旋流式、预混式和撞击式等类型喷注器的设计参数影响的冷流研究，确定各喷注器类型的混合特性和燃烧对混合过程的影响；并在冷流基础上对各喷嘴开展了各喷注器类型的热试试验研究，考察各喷注器的燃烧性能、传热和稳定性，虽然在冷流中也研究了喷注器单元流量对混合的影响，但整个研究的主要目的是为了开发性能高、相容性好和长寿命的喷注器的工程设计准则。文献P.K.Tucker，M.D.Klemt and T.D.Smith.“DESIGN OF EFFICIENT GO₂/GH₂，INJECTORSA NASA，INDUSTRY ANDUNIVERSITY COPPERATIVE EFFORT，”AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit，AIAA Paper 1997显示90年代在宾夕法尼亚州立大学(PSU)、Rocketdyne及NASA等有步骤地开展了有关气气喷注器单喷嘴、多喷嘴的试验研究工作，但其主要目的是为演示验证发动机服务，所设计的单喷嘴流量都较小，在全流量演示验证发动机IPD主推力室甚至采用了390个喷注器，其单喷嘴平均流量还小于航天飞机主推力室单喷嘴流量。以往的气气喷注器方面的研究主要集中在混合和燃烧特性以及针对性发动机实际应用上，而专门针对于简化结构的大流量气气喷注器的研究工作还未见报道。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种适用于大流量的气气喷注器及设计方法。

一种适用于大流量的气气喷注器包括：内氧化剂喷嘴(1)、外环燃料喷孔(2)。内氧化剂喷嘴出口面积与燃料外环喷嘴面积相比取值较大。内氧化剂喷嘴内型面设计了厄流面积，且在出口具有扩张设计。内氧化剂喷嘴末端厚度不大于0.5mm。该气气喷注器的设计方法，其特征在于：所采用计算和设计分为三步：首先计算燃料喷嘴的面积；再计算氧化剂的出口面积和厄流面积；最后通过结构安排设计出最终结构。

本发明的一种适用于大流量的气气喷注器及设计方法具有的优点和积极效果在于：(1)能够在大喷注流量下(通过试验表明：当采用气燃料/气氧作为燃料和氧化剂的情况下，其单元喷注流量能够在3.7倍于航天飞机主喷注器单元喷注流量3.7倍下)，在额定参数设计的无论是单喷嘴还是多喷嘴工况的燃烧室内，能够获得高的燃烧效率，并具有良好的热环境，因此能够大大减少喷注单元数量，有利于简化发动机结构、增加可靠性及节约成本；(3)整体结构简单，加工难度小，制造成本低；(4)使用范围广，能够适用于所用采用气体推进剂的燃烧设备中。

【附图说明】

图1是大流量气气喷注器单元示意图

图2是大流量气气喷注器单元仰视图

图3是将大流量气气喷注器单元应用于发动机上的示意图

【具体实施方式】

下面结合附图用实施例来进一步说明本发明，本实施例为一典型大流量气气喷注器单元构型。

该喷注器构件主要包括：内氧化剂喷嘴1、外环燃料喷孔2。

如图1为大流量气气喷注器单元示意，其中内氧化剂喷嘴1位于中心，外环燃料喷孔2位于外围。氧化剂同轴氧喷嘴1内部喷出，燃料通过外环燃料喷孔2喷出。

对应的设计方法及计算过程分为3部分：

1、计算外环燃料喷孔2的面积及燃料喷注速度

首先根据需要选取燃料的喷注压降Δp_f，根据燃烧室压力p_C，采用以下计算公式得到外环燃料喷孔2面积A_f：

A_{f} = \frac{{\overset{\cdot}{m}}_{f} \sqrt{T_{f}^{*}}}{C_{Df} K_{f} (p_{C} + Δ p_{f}) q {(λ)}_{f}},

其中：

K_{f} = \sqrt{\frac{k_{f}}{R_{f}} {(\frac{2}{k_{f} + 1})}^{\frac{k_{f} + 1}{k_{f} - 1}}},

q {(λ)}_{f} = {(\frac{k_{f} + 1}{2})}^{\frac{1}{k_{f} - 1}} λ_{f} {(1 - \frac{k_{f} - 1}{k_{f} + 1} {λ_{f}}^{2})}^{\frac{1}{k_{f} - 1}},

λ_{f} = \sqrt{\frac{k_{f} + 1}{k_{f} - 1} [1 - {(\frac{p_{C}}{p_{C} + Δ p_{f}})}^{\frac{k_{f} + 1}{k_{f} - 1}}]},

为设计的燃料喷注流量，

为燃料入口温度，C_Df为流量系数，k_f为燃料的比热比，R_f为燃料的气体常数。

计算燃料的喷注速度v_f：

v_{f} = λ_{f} \sqrt{\frac{2 k_{f}}{k_{f} + 1} R_{f} T_{f}^{*}}

2、计算氧化剂喷嘴1的出口面积和厄流区域面积，

选取氧化剂的喷注速度为燃料的喷注速度的1/8或更小，根据实际的燃料和氧化剂种类确定该比例，设该比例为α。则可以计算得到氧化剂喷嘴1的出口面积A_o：

A_{o} = \frac{{\overset{\cdot}{m}}_{0} \sqrt{T_{o}^{*}}}{C_{Do} K_{o} (p_{C} + Δ p_{o}) q {(λ)}_{0}},

其中：

K_{o} = \sqrt{\frac{k_{o}}{R_{o}} {(\frac{2}{k_{o} + 1})}^{\frac{k_{o} + 1}{k_{o} - 1}}},

q {(λ)}_{o} = {(\frac{k_{o} + 1}{2})}^{\frac{1}{k_{o} - 1}} λ_{o} {(1 - \frac{k_{o} - 1}{k_{o} + 1} {λ_{o}}^{2})}^{\frac{1}{k_{o} - 1}},

Δ p_{o} = \frac{p_{C}}{{(1 - \frac{k_{o} - 1}{k_{o} + 1} {λ_{o}}^{2})}^{\frac{k_{o}}{k_{o - 1}}}},

λ_{o} = \frac{v_{o}}{\sqrt{\frac{{2 k}_{o}}{k_{o} + 1} R_{o} T_{o}^{*}}},

v_o＝α·v_f

为设计的燃料喷注流量，

为燃料入口温度，C_Do为流量系数，k_o为燃料的比热比，R_o为燃料的气体常数。

由以上计算的压降Δp_o往往比较小，但分为两种情况：

a)如果Δp_o小于额定允许值Δp_oe(一般取0.1pC)，则必须设计厄流面积A_t：

其计算过程完全同于第一步中计算外环燃料喷孔2面积A_f。

b)如果Δp_o大于等于额定允许值Δp_oe(一般取0.1p_C)，则无需设计厄流面积，内氧喷嘴内型面直接采用直通状即可。

3、进行氧喷嘴内型面设计和外环燃料喷孔2尺寸设计。

如图1对氧喷嘴内型面进行简单的厄流型面设计，其中角度a不能小于60度，在出口并进行带扩张设计，扩张角度b可以在20度-50度之间选取。设计氧喷嘴末端厚度为0.5mm以下，在此基础上根据外环燃料喷孔2面积A_f得到外环燃料喷孔的内外尺寸。在得到喷注器单元的构型后，即可对发动机整体头部喷注器安排进行设计，如图3所示，即可得到最终发动机头部的喷注器排布，所使用的喷注器单元大大减少。

Claims

1.适用于大流量的气气喷注器包括：内氧化剂喷嘴(1)、外环燃料喷孔(2)。(附图标记)

2.根据权利要求1中所述的适用于大流量的气气喷注器，其特征在于：内氧化剂喷嘴出口面积与外环燃料喷孔面积相比取值较大。

3.根据权利要求1中所述的适用于大流量的气气喷注器，其特征在于：内氧化剂喷嘴内型面设计了厄流面积，且在出口具有扩张设计。

4.根据权利要求1中所述的适用于大流量的气气喷注器，其特征在于：内氧化剂喷嘴末端厚度不大于0.5mm。

5.用于权利要求1所述的适用于大流量的气气喷注器的设计方法，其特征在于：所采用计算和设计分为三步：首先计算燃料喷孔的面积；再计算氧化剂的出口面积和厄流面积；最后通过结构安排设计出最终结构。