CN107939551A - 一种预燃室喷注器结构 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种预燃室喷注器结构，包括喷注器基体、一底、直流式氧化剂喷嘴、直流式燃料喷嘴和离心式氧化剂喷嘴，本发明喷注器最外圈采用直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴，有助于提高喷嘴与身部壁面间的相容性，改善身部壁面工作环境，提高了身部的可靠性；除最外圈外，喷注器其余喷嘴采用直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴，有助于提高预燃室燃烧效率，改善预燃室出口温度场均匀性；本发明预燃室喷注器采用两种氧化剂喷嘴结构，有助于避免燃烧能量的释放过于集中，降低高频不稳定燃烧发生的可能性。

Description

一种预燃室喷注器结构
技术领域
本发明涉及一种预燃室喷注器结构，可用于液体火箭发动机领域。
背景技术
预燃室作为液体火箭发动机的重要部件，其作用是为驱动涡轮泵提供高温燃气。喷注器作为预燃室的关键组件，其作用是将一定混合比的燃料和氧化剂喷入到燃烧室内进行掺混燃烧，进而生成高温燃气。喷注器设计的好坏直接关系到燃烧效率、出口温度场均匀性、燃烧稳定性等预燃室关键特性。
液体火箭发动机预燃室喷注器通常采用的喷嘴类型如下：同轴离心喷嘴(直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴)，同轴直流喷嘴(直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴)，双离心喷嘴(离心式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴)。目前，液体火箭发动机预燃室喷注器通常采用同一类型的喷嘴。对于同轴离心喷嘴，该喷嘴可以使燃料与氧化剂进行快速掺混燃烧，燃烧效率高，同时火焰长度短，有助于改善预燃室出口温度场均匀性，但与身部壁面间的相容性差，易烧蚀壁面；对于同轴直流喷嘴，该喷嘴结构简单，与身部壁面相容性好，但火焰长度较长，不易获得均匀的燃烧室出口温度场；对于双离心喷嘴，主要用于液氧煤油发动机，该喷嘴有助于燃料与氧化剂间的掺混燃烧，提高燃烧效率，但与身部壁面相容性差，身部壁面需要采用相应的防护措施。同时，随着液体火箭发动机推力的逐渐增大，预燃室的体积、压力、流量均会有显著的增大，发生燃烧不稳定的可能性大大增加。在此情况下，若预燃室喷注器采用同一类型的喷嘴，燃烧能量释放过于集中，也易导致燃烧不稳定现象的发生。
发明内容
本发明的技术解决问题是：为克服现有技术的不足，提供一种预燃室喷注器结构，通过优化喷嘴布置方式，提高预燃室燃烧效率，同时有助于改善预燃室出口温度场均匀性及预燃室燃烧稳定性。
本发明的技术解决方案是：
一种预燃室喷注器结构，包括喷注器基体、一底、直流式氧化剂喷嘴、直流式燃料喷嘴和离心式氧化剂喷嘴，一底置于喷注器基体底部，二者之间形成燃料腔，喷注器基体侧壁与燃料腔相对应的位置均匀开有通燃料的径向孔；喷注器基体的上部为氧化剂腔；喷注器基体上开有用于安装氧化剂喷嘴的通孔A，一底上开有用于安装燃料喷嘴的通孔B，通孔B与通孔A位置相对应；
直流式氧化剂喷嘴沿轴向开有通氧化剂的通孔C；
离心式氧化剂喷嘴沿轴向开有通氧化剂的盲孔，在封堵上端的侧壁上开有与盲孔相切的切向孔，切向孔沿周向均匀布置；
直流式燃料喷嘴沿轴向开有通燃料的通孔D，在通孔D侧壁上开有沿周向均匀布置的通燃料的通孔E；
氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴同轴配合，二者之间的间隙为燃料的节流间隙，直流式氧化剂喷嘴安装于喷注器基体的最外圈通孔A上，喷注器基体的其他通孔A上安装离心式氧化剂喷嘴，直流式燃料喷嘴安装于一底的通孔B上；
喷注器基体上部的氧化剂腔中的氧化剂一部分通过直流式氧化剂喷嘴上的通孔C直接进入燃烧室，另一部分通过离心式氧化剂喷嘴上的切向孔及盲孔进入燃烧室；燃料腔中的燃料通过直流式燃料喷嘴上的通孔E以及节流间隙进入燃烧室。
直流式氧化剂喷嘴通氧化剂的通孔上端为节流孔，下端为导流孔，导流孔内径大于节流孔内径，导流孔长度大于节流孔长度。
最外圈氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴之间节流间隙不大于其他的节流间隙。
直流式燃料喷嘴上的通孔E为1-3排。
离心式氧化剂喷嘴上的切向孔为1-3排。
每圈上的通孔A沿周向均匀分布，每圈与每圈之间的通孔A沿径向等距分布。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明喷注器最外圈采用直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴，有助于提高喷嘴与身部壁面间的相容性，改善身部壁面工作环境，提高了身部的可靠性；
(2)本发明除最外圈外，喷注器其余喷嘴采用直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴，有助于提高预燃室燃烧效率，改善预燃室出口温度场均匀性；
(3)本发明预燃室喷注器采用两种氧化剂喷嘴结构，有助于避免燃烧能量的释放过于集中，降低高频不稳定燃烧的发生的可能性。
附图说明
图1为本发明结构主视图；
图2为本发明结构俯视图；
图3是本发明喷注器基体结构示意图；
图4为本发明一底结构示意图；
图5、图6为本发明喷嘴结构示意图。
具体实施方式
下面参见附图对本发明进行详细描述。
一种预燃室喷注器结构，如图1、图2所示，包括喷注器基体1、一底2、直流式氧化剂喷嘴3、直流式燃料喷嘴4和离心式氧化剂喷嘴5，一底2置于喷注器基体1底部，二者之间形成燃料腔，喷注器基体1侧壁与燃料腔相对应的位置均匀开有通燃料的径向孔，如图3所示；喷注器基体1的上部为氧化剂腔；喷注器基体1上开有用于安装氧化剂喷嘴的通孔A，一底2上开有用于安装燃料喷嘴的通孔B，如图4所示，通孔B与通孔A位置相对应；每圈上的通孔A沿周向均匀分布，每圈与每圈之间的通孔A沿径向等距分布。
如图5所示，直流式氧化剂喷嘴3沿轴向开有通氧化剂的通孔C；直流式氧化剂喷嘴3通氧化剂的通孔上端为节流孔，下端为导流孔，导流孔内径大于节流孔内径，导流孔长度大于节流孔长度。
如图6所示，离心式氧化剂喷嘴5沿轴向开有通氧化剂的盲孔，在封堵上端的侧壁上开有与盲孔相切的切向孔，切向孔沿周向均匀布置；离心式氧化剂喷嘴5上的切向孔为1-3排。
直流式燃料喷嘴4沿轴向开有通燃料的通孔D，在通孔D侧壁上开有沿周向均匀布置的通燃料的通孔E，直流式燃料喷嘴4上的通孔E为1-3排。
氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴4同轴配合，二者之间的间隙为燃料的节流间隙，直流式氧化剂喷嘴3安装于喷注器基体1的最外圈通孔A上，喷注器基体1的其他通孔A上安装离心式氧化剂喷嘴5，直流式燃料喷嘴4安装于一底2的通孔B上；
喷注器基体1上部的氧化剂腔中的氧化剂一部分通过直流式氧化剂喷嘴3上的通孔C直接进入燃烧室，另一部分通过离心式氧化剂喷嘴5上的切向孔及盲孔进入燃烧室；燃料腔中的燃料通过直流式燃料喷嘴4上的通孔E以及节流间隙进入燃烧室，最外圈氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴4之间节流间隙不大于其他的节流间隙。
所述的一种新型预燃室喷注器结构具体实施方式如下：首先将直流式燃料喷嘴4与直流式氧化剂喷嘴3、离心式氧化剂喷嘴5进行组装，接下来再将上述组装件安装在喷注器基体1上，然后安装一底2并将其与喷注器基体1进行焊接，最后再将组装的喷注器进行整体钎焊。
所述的一种新型预燃室喷注器结构工作方式如下：位于喷注器基体1上方的氧化剂通过直流式氧化剂喷嘴3和离心式氧化剂喷嘴5进入燃烧室，位于喷注器基体1与一底2之间的燃料通过直流式燃料喷嘴4进入燃烧室。
本发明利用直流式喷嘴与身部壁面相容性好的优点，喷注器最外圈采用直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴，改善了身部壁面的工作环境，提高了身部的可靠性；
本发明利用离心式喷嘴雾化掺混性能好的特点，除最外圈外，喷注器其余喷嘴采用直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴，有助于预燃室燃烧效率的提高和出口温度场均匀性的改善。
本发明利用同轴直流喷嘴和同轴离心喷嘴火焰长度不同的特点，喷注器采用两种氧化剂喷嘴结构，有助于避免燃料与氧化剂燃烧时能量释放过于集中，降低发生燃烧不稳定现象的可能性。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (6)

1.一种预燃室喷注器结构，其特征在于，包括喷注器基体(1)、一底(2)、直流式氧化剂喷嘴(3)、直流式燃料喷嘴(4)和离心式氧化剂喷嘴(5)，一底(2)置于喷注器基体(1)底部，二者之间形成燃料腔，喷注器基体(1)侧壁与燃料腔相对应的位置均匀开有通燃料的径向孔；喷注器基体(1)的上部为氧化剂腔；喷注器基体(1)上开有用于安装氧化剂喷嘴的通孔A，一底(2)上开有用于安装燃料喷嘴的通孔B，通孔B与通孔A位置相对应；
直流式氧化剂喷嘴(3)沿轴向开有通氧化剂的通孔C；
离心式氧化剂喷嘴(5)沿轴向开有通氧化剂的盲孔，在封堵上端的侧壁上开有与盲孔相切的切向孔，切向孔沿周向均匀布置；
直流式燃料喷嘴(4)沿轴向开有通燃料的通孔D，在通孔D侧壁上开有沿周向均匀布置的通燃料的通孔E；
氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴(4)同轴配合，二者之间的间隙为燃料的节流间隙，直流式氧化剂喷嘴(3)安装于喷注器基体(1)的最外圈通孔A上，喷注器基体(1)的其他通孔A上安装离心式氧化剂喷嘴(5)，直流式燃料喷嘴(4)安装于一底(2)的通孔B上；
喷注器基体(1)上部的氧化剂腔中的氧化剂一部分通过直流式氧化剂喷嘴(3)上的通孔C直接进入燃烧室，另一部分通过离心式氧化剂喷嘴(5)上的切向孔及盲孔进入燃烧室；燃料腔中的燃料通过直流式燃料喷嘴(4)上的通孔E以及节流间隙进入燃烧室。
2.如权利要求1所述的一种预燃室喷注器结构，其特征在于，直流式氧化剂喷嘴(3)通氧化剂的通孔上端为节流孔，下端为导流孔，导流孔内径大于节流孔内径，导流孔长度大于节流孔长度。
3.如权利要求1所述的一种预燃室喷注器结构，其特征在于，最外圈氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴(4)之间节流间隙不大于其他的节流间隙。
4.如权利要求1所述的一种预燃室喷注器结构，其特征在于，直流式燃料喷嘴(4)上的通孔E为1-3排。
5.如权利要求1所述的一种预燃室喷注器结构，其特征在于，离心式氧化剂喷嘴(5)上的切向孔为1-3排。
6.如权利要求1所述的一种预燃室喷注器结构，其特征在于，每圈上的通孔A沿周向均匀分布，每圈与每圈之间的通孔A沿径向等距分布。
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Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108915899A (zh) * 2018-06-29 2018-11-30 北京航天动力研究所 一种四底三腔喷注器
CN109057995A (zh) * 2018-08-03 2018-12-21 北京航空航天大学 基于声能耗散的隔板喷嘴最佳间隙设计方法及隔板喷嘴
CN109578167A (zh) * 2018-11-21 2019-04-05 中国人民解放军国防科技大学 发动机喷注器及具有其的发动机
CN109630319A (zh) * 2019-01-30 2019-04-16 重庆零壹空间航天科技有限公司 适用于内嵌点火装置的主动冷却式针栓喷注器
CN110735732A (zh) * 2019-09-23 2020-01-31 北京航天动力研究所 一种多功能可拆换喷嘴试验装置
CN110805506A (zh) * 2019-09-29 2020-02-18 北京航天动力研究所 一种组合式燃烧稳定装置
CN111412086A (zh) * 2020-05-21 2020-07-14 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种无焊缝液体火箭发动机喷注器
CN111852691A (zh) * 2020-08-13 2020-10-30 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种一体化双组元喷注器及其制造方法及航天设备
CN112177801A (zh) * 2020-08-31 2021-01-05 西北工业大学 一种基于第三流体的过氧化氢/煤油火箭发动机推力室
CN113339159A (zh) * 2021-07-06 2021-09-03 西安航天动力研究所 基于3d打印的同轴双离心喷注器及液氧煤油火箭发动机
CN113339160A (zh) * 2021-07-06 2021-09-03 西安航天动力研究所 液氧甲烷推力室喷注器
CN114165359A (zh) * 2021-12-03 2022-03-11 北京航天动力研究所 一种防止身部过热的喷注器结构
CN114165358A (zh) * 2021-11-16 2022-03-11 北京航天动力研究所 一种预燃室隔板喷嘴结构
CN109798202B (zh) * 2019-04-04 2023-08-22 北京宇航推进科技有限公司 一种集电点火器于一体的液体火箭发动机喷注器

Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2065069C1 (ru) * 1993-07-13 1996-08-10 Научно-производственное объединение энергетического машиностроения им. акад.В.П.Глушко Способ обеспечения устойчивого горения в жидкостном ракетном двигателе
RU94037894A (ru) * 1994-09-16 1996-11-20 КБ химавтоматики Способ получения рабочего тела на трехкомпонентном топливе и устройство для его осуществления
RU2154184C2 (ru) * 1998-01-05 2000-08-10 Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения Способ смесеобразования самовоспламеняющихся топлив
RU2205289C2 (ru) * 2000-11-13 2003-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро химавтоматики" Смесительная головка жидкостного ракетного двигателя
JP2005106305A (ja) * 2003-09-29 2005-04-21 Hitachi Ltd 燃料燃焼用ノズルおよびガスタービン燃焼器の燃料供給方法
CN101782027A (zh) * 2009-01-19 2010-07-21 北京航空航天大学 适用于大流量的气气喷注器及设计方法
CN101782030A (zh) * 2009-01-19 2010-07-21 北京航空航天大学 试验用多单元同轴式喷注器构件及制作方法
CN202993265U (zh) * 2012-12-27 2013-06-12 中国燃气涡轮研究院 一种贫油部分预混预蒸发燃烧室
JP2014037838A (ja) * 2013-10-23 2014-02-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ロケット用噴射器、ロケット用燃焼器及び液体燃料ロケット
CN103775246A (zh) * 2014-03-03 2014-05-07 葛明龙 过氧化氢/液氢气体发生器和推力室
CN207598369U (zh) * 2017-11-29 2018-07-10 北京航天动力研究所 一种预燃室喷注器结构

Patent Citations (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2065069C1 (ru) * 1993-07-13 1996-08-10 Научно-производственное объединение энергетического машиностроения им. акад.В.П.Глушко Способ обеспечения устойчивого горения в жидкостном ракетном двигателе
RU94037894A (ru) * 1994-09-16 1996-11-20 КБ химавтоматики Способ получения рабочего тела на трехкомпонентном топливе и устройство для его осуществления
RU2154184C2 (ru) * 1998-01-05 2000-08-10 Государственное предприятие Научно-исследовательский институт машиностроения Способ смесеобразования самовоспламеняющихся топлив
RU2205289C2 (ru) * 2000-11-13 2003-05-27 Федеральное государственное унитарное предприятие "Конструкторское бюро химавтоматики" Смесительная головка жидкостного ракетного двигателя
JP2005106305A (ja) * 2003-09-29 2005-04-21 Hitachi Ltd 燃料燃焼用ノズルおよびガスタービン燃焼器の燃料供給方法
CN101782027A (zh) * 2009-01-19 2010-07-21 北京航空航天大学 适用于大流量的气气喷注器及设计方法
CN101782030A (zh) * 2009-01-19 2010-07-21 北京航空航天大学 试验用多单元同轴式喷注器构件及制作方法
CN202993265U (zh) * 2012-12-27 2013-06-12 中国燃气涡轮研究院 一种贫油部分预混预蒸发燃烧室
JP2014037838A (ja) * 2013-10-23 2014-02-27 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ロケット用噴射器、ロケット用燃焼器及び液体燃料ロケット
CN103775246A (zh) * 2014-03-03 2014-05-07 葛明龙 过氧化氢/液氢气体发生器和推力室
CN207598369U (zh) * 2017-11-29 2018-07-10 北京航天动力研究所 一种预燃室喷注器结构

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
张蒙正: "同轴离心式喷注器火焰特性实验研究", 燃烧科学与技术, vol. 14, no. 1, pages 1 - 5 *
李龙飞: "大推力液氧煤油补燃发动机高频燃烧不稳定性的控制方法", 导弹与航天运载技术, no. 3, pages 16 - 19 *
金平;杜正刚;杨立军;蔡国飙;: "同轴式气-气喷注器混合场影响因素流动显示研究", 航空动力学报, vol. 26, no. 3, pages 693 - 697 *

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108915899A (zh) * 2018-06-29 2018-11-30 北京航天动力研究所 一种四底三腔喷注器
CN109057995A (zh) * 2018-08-03 2018-12-21 北京航空航天大学 基于声能耗散的隔板喷嘴最佳间隙设计方法及隔板喷嘴
CN109578167A (zh) * 2018-11-21 2019-04-05 中国人民解放军国防科技大学 发动机喷注器及具有其的发动机
CN109578167B (zh) * 2018-11-21 2019-12-13 中国人民解放军国防科技大学 发动机喷注器及具有其的发动机
CN109630319A (zh) * 2019-01-30 2019-04-16 重庆零壹空间航天科技有限公司 适用于内嵌点火装置的主动冷却式针栓喷注器
CN109798202B (zh) * 2019-04-04 2023-08-22 北京宇航推进科技有限公司 一种集电点火器于一体的液体火箭发动机喷注器
CN110735732A (zh) * 2019-09-23 2020-01-31 北京航天动力研究所 一种多功能可拆换喷嘴试验装置
CN110805506A (zh) * 2019-09-29 2020-02-18 北京航天动力研究所 一种组合式燃烧稳定装置
CN111412086A (zh) * 2020-05-21 2020-07-14 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种无焊缝液体火箭发动机喷注器
CN111852691A (zh) * 2020-08-13 2020-10-30 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种一体化双组元喷注器及其制造方法及航天设备
CN111852691B (zh) * 2020-08-13 2024-02-06 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 一种一体化双组元喷注器及其制造方法及航天设备
CN112177801B (zh) * 2020-08-31 2021-12-24 西北工业大学 一种基于第三流体的过氧化氢/煤油火箭发动机推力室
CN112177801A (zh) * 2020-08-31 2021-01-05 西北工业大学 一种基于第三流体的过氧化氢/煤油火箭发动机推力室
CN113339159A (zh) * 2021-07-06 2021-09-03 西安航天动力研究所 基于3d打印的同轴双离心喷注器及液氧煤油火箭发动机
CN113339160A (zh) * 2021-07-06 2021-09-03 西安航天动力研究所 液氧甲烷推力室喷注器
CN114165358A (zh) * 2021-11-16 2022-03-11 北京航天动力研究所 一种预燃室隔板喷嘴结构
CN114165358B (zh) * 2021-11-16 2023-02-03 北京航天动力研究所 一种预燃室隔板喷嘴结构
CN114165359A (zh) * 2021-12-03 2022-03-11 北京航天动力研究所 一种防止身部过热的喷注器结构
CN114165359B (zh) * 2021-12-03 2023-04-14 北京航天动力研究所 一种防止身部过热的喷注器结构

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