CN106134387B - 小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种应用于航天器姿态控制发动机的小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器，包括喷注器架(2)，其内部设置有火花塞(1)、同轴连接的内喷嘴(6)和外喷嘴(7)；内喷嘴(6)的喷口缩进外喷嘴(7)喷口；火花塞(1)的出口处设置有点火自击单元(21)；火花塞(1)的外缘环缝设置有同气态组元通道(10)连接的点火环缝喷口(11)；内喷嘴(6)与气态组元通道(10)相连通；外喷嘴(7)通过切向孔(22)同液态组元通道(20)相连通；外喷嘴(7)的外缘设置有冷却环槽(24)。本发明解决了发动机可靠点火及冷却的问题；取得了小推力气/液非自燃火箭发动机稳态/脉冲双工作模式的有益效果。

Description

小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器

技术领域

本发明涉及运载火箭和航天飞行器的一种小推力气/液非自燃火箭姿态控制发动机喷注器。

背景技术

火箭发动机喷注器是发动机的关键组件，它决定了燃烧效率以及燃烧室喷注器面板和室壁的热状态，对于小推力姿态控制发动机来说，它还决定了发动机的点火性能、响应特性以及脉冲工作能力。目前，绝大多数航天器双组元姿态控制发动机采用自燃推进剂，我国现役双组元姿态控制发动机都是液/液自燃推进剂发动机。小推力液/液发动机喷注器技术已经非常成熟，建立了一套完备的设计试验筛选准则，然而，这些液/液喷注器不适用于气/液非自燃推进剂(如气氧/煤油)。气/液喷嘴在大推力发动机有着广泛的应用，但是这些喷嘴只涉及了混合问题，未涉及发动机点火及脉冲工作和推力室热防护等问题，而这是小推力姿态控制发动机喷注器必须解决的关键问题。总的来说，小推力气/液非自燃推进剂姿态控制发动机喷注器在我国尚属空白。目前也没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

为了解决现有技术发动机点火及脉冲工作和推力室热防护等问题，克服现有技术难以在小推力姿态控制发动机喷注器上应用气/液非自燃推进剂的缺陷。本发明的目的在于提供一种小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器。利用本发明，不但达到发动机可靠点火及脉冲工作的要求，而且实现了发动机长期稳态工作，延长了发动机的使用寿命。

为了达到上述发明目的，本发明的第一方面，为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器，该装置包括：

喷注器架，其内部的一侧设置有火花塞，其中心设置有同轴离心式喷嘴组件；包括：同轴连接的内喷嘴及外喷嘴；内喷嘴为同轴直流式喷嘴，外喷嘴为切向孔离心式喷嘴；内喷嘴喷口缩进外喷嘴喷口5mm，形成内混合段。内喷嘴与外喷嘴之间、外喷嘴与喷注器架之间采用钎焊连接密封，将喷注器内的氧化剂和燃料腔道隔离；火花塞与喷注器架螺纹连接，并用铝垫片密封。

外喷嘴的外圈上均布了6个冷却孔。火花塞的出口处设置有一个点火自击单元，点火自击单元的撞击点位于中心轴线上火花塞端面下方；火花塞的外缘环缝设置有点火环缝喷口。点火环缝喷口设置有一个点火分流孔。点火分流孔同一个斜向设置的气态组元通道连接。气态组元通道与内喷嘴相连通。在外喷嘴上设置有一个切向孔。切向孔同一个斜向设置的液态组元通道相连通，外喷嘴的外缘设置有冷却环槽。上述冷却孔和点火自击单元的进口均设置在冷却环槽上。

为了达到上述发明目的，本发明的第二方面为解决其技术问题所采用的技术方案是提供一种小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器，该装置为同轴式分层供气供液，包括：喷注器架内，从内向外依次同轴安装有火花塞、喷嘴和冷却环；火花塞位于喷注器架的中央，其发火端伸入喷嘴的内部；喷嘴的外缘设置有冷却环；冷却环的外缘槽道与燃烧室内壁构成冷却喷口；火花塞的外缘与喷嘴的内壁构成点火环缝喷口；火花塞伸入喷嘴的端面上均布有四个点火自击单元，其撞击点位于中心轴线上、火花塞端面下方。喷嘴上均布有四个切向孔，构成离心式喷嘴。喷嘴出口外缘与冷却环内孔构成环缝喷嘴，喷嘴的出口缩进于冷却环内，形成内混合腔，内混合长度为2～5mm。上述部件整体构成内混合同轴离心式喷嘴。

上述点火环缝喷口的后端设置有点火分流孔；点火分流孔同一个斜向设置的气态组元通道相连通。气态组元通道还同一个冷却分流孔相连通，冷却分流孔的另一端同上述冷却喷口相连通。一个斜向设置的液态组元通道分别同上述点火自击单元和切向孔相连通。上述喷嘴与喷注器架钎焊连接密封，将喷注器内的氧化剂和燃料腔道隔离；冷却环与喷注器架螺纹连接，火花塞与喷注器架螺纹连接，并用铝垫片密封。

本发明小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器由于采用电火花直接点火，火花塞发火端布置推进剂点火喷注单元，因此，实现了发动机可靠点火及脉冲工作。并由于采用同轴离心式气液喷嘴，气态推进剂组元直流喷射，液态推进剂组元涡旋喷射，同时采用液膜或气膜冷却，因此，实现发动机长期稳态工作，解决了航天器姿态控制发动机使用气/液非自燃推进剂的冷却问题。

本发明喷注器已在气氧/煤油姿态控制发动机上应用，实现发动机可靠点火及脉冲工作；推力室冷却效果好，发动机在额定工况下工作，推力室最高壁温稳定在材料许用工作温度以下，工作寿命达到指标要求。

本发明喷注器设计扩展性强，可适用于拾牛级到仟牛级推力的发动机，覆盖了小推力姿态控制发动机推力型谱。

附图说明

图1是本发明小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器实施例一的纵剖面构造图；

图2是图1的B向视图(喷注面)；

图3是本发明小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器实施例二的纵剖面构造图；

图4是图3的B向视图(喷注面)。

图中标记号为：

1.火花塞，2.喷注器架，3.燃烧室，4.喷嘴，5.冷却环，6.内喷嘴，7.外喷嘴；

10.气态组元通道，11.点火环缝喷口，12.环缝喷嘴，13.冷却喷口，14.点火分流孔，15.冷却分流孔；

20.液态组元通道，21.点火自击单元，22.切向孔，23.冷却孔，24.冷却环槽；d：内混合长度

具体实施方式

下面结合附图对本发明的第一方面，实施例1进行详细的描述。

图1所示的是本发明小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器实施例一的纵剖面结构图，图2为图1的B向视图。这是一种气氧/煤油姿态控制发动机液膜冷却喷注器的技术方案，气态组元为气氧(氧化剂)，液态组元为煤油(燃料)。

如图1所示，该装置包括：喷注器架2内的一侧设置有火花塞1；喷注器架2的中心设置有喷嘴组件，包括：同轴连接的内喷嘴6及外喷嘴7；喷嘴组件实际上是个同轴离心式喷嘴，内喷嘴6为气氧同轴直流式喷嘴，外喷嘴7为燃料切向孔离心式喷嘴，内喷嘴6喷口缩进外喷嘴7喷口5mm(图中表示为d)，形成内混合段。内喷嘴6与外喷嘴7之间、外喷嘴7与喷注器架2之间采用钎焊连接密封，将喷注器内的氧化剂和燃料腔道隔离；火花塞1与喷注器架2螺纹连接，并用铝垫片密封。

如图2所示，从B向视图看，喷注面最外圈(外喷嘴外圈上)均布了6个冷却孔23。火花塞1的出口处设置有一个燃料撞击对，即点火自击单元21，撞击点位于中心轴线上火花塞1端面下方；火花塞1的外缘环缝设置有气氧点火环缝喷口11。

如图1所示，点火环缝喷口11设置有一个点火分流孔14。点火分流孔14同一个斜向设置的气态组元通道10连接。气态组元通道10与内喷嘴6相连通，向内喷嘴6提供气态氧。外喷嘴7上设置有一个切向孔22。切向孔22同一个斜向设置的液态组元通道20相连通，提供燃料煤油。外喷嘴7的外缘设置有冷却环槽24，上述冷却孔23和点火自击单元21的进口均设置在冷却环槽24上。

下面进一步对本发明实施例一的工作过程进行描述。

气氧由气态组元通道10进入喷注器后，少量气氧经分流孔14通往火花塞处环缝喷口11，用于点火，称为点火流，提供火花塞发火端点火；其余通往喷注器喷嘴组件的中心，称为气氧主燃流。煤油由液态组元通道20进入喷注器后先分成两路，一路通往主喷嘴组件，经外喷嘴切向孔22在外喷嘴内表面形成燃料涡旋液膜，称为煤油主燃流。气氧主燃流经过直流式内喷嘴6，调整均衡流速后喷出，与外喷嘴7内表面上形成的燃料涡旋液膜进行掺混，然后进入燃烧室3；气氧主燃流和点火流的流量比例可通过改变分流孔14的面积比进行调节。

煤油主燃流与中心过来的气氧主燃流掺混后，在外喷嘴7的喷口附近形成立体喷雾锥；另一路通往冷却环槽24，大部分煤油(冷却流)通过这些冷却孔23直接喷射到燃烧室壁上，形成均匀的液膜保护室壁；少量煤油(点火流)经点火撞击对21喷射，在火花塞1端面下流形成喷雾扇。煤油主燃流、冷却流和点火流的流量比例，可通过改变外喷嘴切向孔22、冷却孔23和点火孔21的喷注面积比进行调节。

综上所述，本发明喷注器实施例一的技术方案如下：在喷注器架内，布置点火器、喷嘴及流道，组织气态组元和液态组元(一种为氧化剂，另一种为燃料)进入燃烧室，进行点火和燃烧，以及进行推力室内冷却。其特点是：1)采用电火花直接点火，火花塞发火端周围布置环缝/直流自击式点火喷注单元，在火花塞发火端面下方形成可靠的点火源：火花塞发火端附近布置液态组元自击对，撞击点在火花塞发火端下方较近的地方，确保发火端下方有适量的液态组元(液态组元点火流)，然后，再引适量的气态组元(气态组元点火流)沿火花塞外缘的环缝直流喷嘴喷出，火花塞发火端面下方就会形成低速回流区，这就在发火端面下方营造了适宜的点火气氛。2)火花塞及点火喷注单元置于喷注器一侧。3)喷注器中央布置一个内混合同轴离心式主喷嘴组件，其外喷嘴为液态组元切向孔式离心喷嘴(液态组元主燃流)，内喷嘴为气态组元直流式喷嘴(气态组元主燃流)，内喷嘴喷口缩进外喷嘴喷口，形成内混合段。4)喷注面最外圈均布若干个液态组元直流冷却孔，喷射液态组元(冷却流)到燃烧室室壁上，形成液膜保护壁面。5)通过试验调整优化推进剂组元点火流、主燃流以及冷却流的流量比例，可以实现发动机可靠点火，取得发动机冷却效果和性能的最佳平衡点。

下面结合附图对本发明的第二方面，实施例2进行详细的描述。

图3是本发明小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器实施例二的纵剖面构造图；图4是图3的B向视图(喷注面)。这是一种气氧/煤油姿态控制发动机气膜冷却喷注器方案，气态组元为气氧(氧化剂)，液态组元为煤油(燃料)。

如图3和图4所示，该装置由同轴设置的喷注器架2、火花塞1、喷嘴4和冷却环5组成。火花塞1位于喷注器架2的中央，其发火端伸入喷嘴4的内部；喷嘴4的外缘设置有冷却环5。上述喷嘴4与喷注器架2钎焊连接密封，将喷注器内的氧化剂和燃料腔道隔离；冷却环5与喷注器架2螺纹连接，火花塞1与喷注器架2螺纹连接，并用铝垫片密封。

火花塞1外缘与喷嘴4的内壁构成气氧点火环缝喷口11；火花塞1伸入喷嘴4的端面处均布有四个直流孔，为煤油点火自击单元21，其撞击点位于中心轴线上、火花塞1端面下方。上述部件整体构成环缝/直流自击式点火喷注单元。喷嘴4上均布有四个煤油切向孔22，构成离心式喷嘴。喷嘴4出口外缘与冷却环5内孔构成气氧环缝喷嘴12，喷嘴4的出口缩进于冷却环5内，形成内混合腔，内混合长度(图3中示为d)为2～5mm。上述部件整体构成内混合同轴离心式喷嘴。

上述冷却环5外缘槽道与燃烧室3内壁构成冷却喷口13。上述点火环缝喷口11的后端设置有点火分流孔14；点火分流孔14同一个斜向设置的气态组元通道10相连通。气态组元通道10还同一个冷却分流孔15相连通，冷却分流孔15的另一端同上述冷却喷口13相连通。一个斜向设置的液态组元通道20分别同上述点火自击单元21和切向孔22相连通。

如图4所示，从图3的B向视图看，整个喷注器以同轴式分层供气供液，由中心往外看：依次为：火花塞1、点火环缝喷口11(供气)、喷嘴4(供液)、气氧环缝喷嘴12(供气)、冷却环5、冷却喷口13(供气)和燃烧室3。

下面进一步对本发明实施例二的工作过程进行描述。

气氧经气态组元通道10进入喷注器后，在点火分流孔14处分成两路，一路经过点火分流孔14，由点火环缝喷口12喷射，用于点火，为点火流；另一路经缓冲均衡后，在冷却分流孔15处再次分流，冷却流经过冷却分流孔15，缓冲均衡后，通过冷却喷口13紧贴燃烧室3的内壁喷出，形成气膜保护壁面；而气氧主燃流通过气氧环缝喷嘴12，与煤油主燃流先在内混合腔进行预混合，然后进入燃烧室。

煤油通过液态组元通道20进入喷注器，分别通过点火自击单元21和切向孔22喷注，分成煤油点火流和主燃流，点火流在火花塞1端面下流可形成煤油喷雾扇，主燃流在喷嘴内壁面形成涡旋液膜，点火燃气从其中心经过。

气氧点火流、主燃流和冷却流的流量比例，可通过改变点火分流孔14和冷却分流孔15进行调节。煤油点火流和主燃流的流量比例，可通过改变点火孔21和切向孔22进行调节。

综上所述，本发明的喷注器第二实施例的技术方案如下：在喷注器架内，同轴布置点火器、喷嘴及流道，组织气态组元和煤油进入燃烧室，进行点火和燃烧，以及进行推力室内冷却。其特点是：1)采用电火花直接点火，火花塞发火端周围布置环缝/直流自击式点火喷注单元，在火花塞发火端面下方形成可靠的点火源。2)火花塞及其点火喷注单元配置于喷注器中央，在内混合同轴离心式主喷嘴中心上游；内喷嘴为液态组元切向孔式离心喷嘴(液态组元主燃流)，点火燃气从其中心通过；外喷嘴是气态组元直流同轴式喷嘴(气态组元主燃流)，内喷嘴喷口缩进外喷嘴喷口，形成内混合段。这种主喷嘴与火花塞及喷注单元同轴式配置，不仅有利于燃烧室流场周向均匀，也使喷注器设计扩展性强，可适用于十牛级到千牛级推力的发动机，覆盖小推力姿态控制发动机推力型谱。3)喷注器采用气膜冷却，部分气态组元(气态组元冷却流)通过冷却环外缘与燃烧室内壁构成冷却槽道贴室壁轴向直流喷出，形成气膜保护壁面，气膜速度及其与气态组元主燃流的流速比对气膜冷却效果影响大，通过改变喷口面积可调整气态组元流速。4)通过试验调整优化推进剂点火流、主燃流以及冷却流的流量比例，调整气态组元主燃流流速、冷却流流速及其匹配关系，可以实现发动机可靠点火，取得发动机冷却效果和性能的最佳平衡点。

两喷注器实施例的相同点在于：1)采用电火花直接点火，火花塞发火端处布置环缝/直流自击式点火喷注单元；2)采用内混合气/液同轴离心式主喷嘴，液态组元涡旋喷注，气态组元轴向直流喷注；3)主喷嘴置于喷注器中央；4)喷注器外圈布置多个冷却孔，组织某组元推进剂进行燃烧室壁膜冷却。

两实施例的不同点在于：1)火花塞及点火喷注单元位置不同，实施例一在喷注器一侧，而实施例二在喷注器中央，即主喷嘴内部；2)实施例一的气/液主喷嘴，气在内，液在外；而实施例二则是液在内，气在外；3)实施例一的冷却剂为液态组元；而实施例二的冷却剂为气态组元。

Claims (2)

1.一种小推力气/液非自燃火箭发动机喷注器：该装置包括：喷注器架(2)，其内部的一侧设置有火花塞(1)，其中心设置有同轴离心式喷嘴组件；同轴离心式喷嘴组件包括：同轴连接的内喷嘴(6)和外喷嘴(7)；其特征在于，内喷嘴(6)的喷口缩进外喷嘴(7)喷口，为同轴直流式喷嘴；外喷嘴(7)的外圈上均布有6个冷却孔(23)，为切向孔离心式喷嘴；内喷嘴(6)的喷口缩进外喷嘴(7)喷口的距离为5mm；冷却孔(23)和点火自击单元(21)的进口均设置在冷却环槽(24)上；内喷嘴(6)与气态组元通道(10)相连通；外喷嘴(7)上设置有一个切向孔(22)，切向孔(22)同一个斜向设置的液态组元通道(20)相连通；外喷嘴(7)的外缘设置有冷却环槽(24)。

2.根据权利要求1所述的喷注器，其特征在于：所述的液态组元通道(20)用于通入液态组元推进剂；气态组元通道(10)用于通入气态氧。