CN108286478A - 一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器 - Google Patents

一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，包括中心杆、内喷嘴、外喷嘴和连接环；中心杆、内喷嘴、外喷嘴和连接环均为回转体；内喷嘴同轴套装在中心杆上，并与中心杆形成一个用于输送燃料的空腔，外喷嘴同轴套装在内喷嘴上，并与内喷嘴形成一个用于输送氧化剂的空腔，连接环同轴套装在外喷嘴上。本发明通过将氧化剂喷出前进行预旋处理，有效解决了常规针栓喷注器有效掺混效率不高的问题；同时通过设置两排燃料直流喷射孔，有效实现了推进剂对推力室壁面的液膜冷却；能够显著提高双组元液体火箭发动机的性能和可靠性。

Description

一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器
技术领域
本发明涉及一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，尤其适用于高性能双组元空间液体火箭发动机，属于空间推进技术领域。
背景技术
针栓式喷注器以结构简单、掺混均匀和易于实现变推力调节的优势在空间液体火箭发动机获得了广泛应用。现有技术中，针栓式喷注器通常内外路推进剂采用垂直互击的方式进行雾化和掺混，存在如下的缺点：
第一、由于两路推进剂互击角度过大，导致推进剂在燃烧室内掺混效率不高，制约了发动机性能的提升。
第二、推进剂互击后合成角与两路推进剂的流量比值相关，限制了液体火箭发动机推进剂组合与额定工作范围，制约了发动机的应用范围。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，本发明提供了一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器结构，通过将氧化剂喷出前进行预旋处理，有效解决了常规针栓喷注器有效掺混效率不高的问题；同时通过设置两排燃料直流喷射孔，有效实现了推进剂对推力室壁面的液膜冷却；能够显著提高双组元液体火箭发动机的性能和可靠性。
本发明的技术解决方案是：
一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，包括中心杆、内喷嘴、外喷嘴和连接环；中心杆、内喷嘴、外喷嘴和连接环均为回转体；内喷嘴同轴套装在中心杆上，并与中心杆形成一个用于输送燃料的空腔，外喷嘴同轴套装在内喷嘴上，并与内喷嘴形成一个用于输送氧化剂的空腔，连接环同轴套装在外喷嘴上。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述中心杆为实心圆柱体，中心杆一端设有圆柱状台阶，中心杆另一端设有半球状凸缘。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述圆柱状台阶和半球状凸缘的直径均大于中心杆直径。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述内喷嘴为台阶轴，内喷嘴小直径端端面设有用于安装中心杆的台阶通孔，内喷嘴大直径端端面以轴线为中心，对称设有用于填充氧化剂的圆孔和用于填充燃料的沉孔；
内喷嘴外侧周向由大直径端至小直径端依次设有第一台阶和第二台阶，第一台阶轴向设有用于配合外喷嘴的凹孔，第二台阶周向设有用于配合外喷嘴的环形凹槽，环形凹槽与内喷嘴小直径端之间设有用于配合外喷嘴的圆台，圆台小直径端与内喷嘴小直径端之间设有法兰，法兰周向设有两排小孔，每排小孔的数量相同且交错布设。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述第二台阶中分别设有用于输送氧化剂的第一斜孔和用于输送燃料的第二斜孔，第一斜孔贯穿所述圆孔和所述环形凹槽，第二斜孔贯穿所述沉孔和所述台阶通孔。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述圆台外侧均匀布设三路右螺旋状的漩涡槽；所述法兰上每排小孔的数量范围均设为10～20个。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述外喷嘴为空心圆柱体，外喷嘴内侧轴向设有用于配合内喷嘴的锥形台阶通孔，外喷嘴一端设有用于配装内喷嘴的环状凸台，外喷嘴另一端设有用于安装连接环的环形沟槽。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述连接环为空心圆环，连接环一端设有用于配装外喷嘴的环状凸块，连接环另一端设有用于配装外喷嘴和中心杆的台阶孔。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述中心杆与内喷嘴之间、内喷嘴与外喷嘴之间均通过端面电子束焊密封且焊缝均为一条；外喷嘴与连接环之间通过电子束焊密封且焊缝为两条。
在上述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器中，所述氧化剂采用四氧化二氮或绿色四氧化二氮；燃料采用无水肼、甲基肼或偏二甲肼。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
【1】本发明通过将中外路推进剂经螺旋形通道加速、预旋后喷出，偏转外路氧化剂的喷出方向，降低了与内路燃料的互击角度，提高了发动机推进剂的掺混效率，为发动机性能提升创造了基础条件。
【2】本发明通过将外路推进剂单独预旋喷出，实现了推进剂互击后合成角与两路推进剂的流量比值无关性设计，大大拓展了针栓式发动机的应用范围。
【3】本发明通过引入两排内路射流孔喷射的方式，能够使燃料穿透氧化剂液膜，在发动机推力室内壁面形成冷却液膜，显著提高了发动机的工作寿命。
附图说明
附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，本发明的实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：
图1为本发明的剖视图
图2为中心杆的剖视图
图3为内喷嘴的侧视图
图4为内喷嘴的剖视图
图5为内喷嘴局部视图
图6为外喷嘴的剖视图
图7为连接环的剖视图
具体实施方式
为使本发明的方案更加明了，下面结合附图说明和具体实施例对本发明作进一步描述：
如图1所示，一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，包括中心杆1、内喷嘴2、外喷嘴3和连接环4；中心杆1、内喷嘴2、外喷嘴3和连接环4均为回转体；内喷嘴2同轴套装在中心杆1上，并与中心杆1形成一个用于输送燃料的空腔，外喷嘴3同轴套装在内喷嘴2上，并与内喷嘴2形成一个用于输送氧化剂的空腔，连接环4同轴套装在外喷嘴3上。
如图2所示，优选的，中心杆1为实心圆柱体，中心杆1一端设有圆柱状台阶11，中心杆1另一端设有半球状凸缘12。
优选的，圆柱状台阶11和半球状凸缘12的直径均大于中心杆1直径。
如图3～5所示，优选的，内喷嘴2为台阶轴，内喷嘴2小直径端端面设有用于安装中心杆1的台阶通孔，内喷嘴2大直径端端面以轴线为中心，对称设有用于填充氧化剂的圆孔和用于填充燃料的沉孔；
内喷嘴2外侧周向由大直径端至小直径端依次设有第一台阶21和第二台阶22，第一台阶21轴向设有用于配合外喷嘴3的凹孔，第二台阶22周向设有用于配合外喷嘴3的环形凹槽，环形凹槽与内喷嘴2小直径端之间设有用于配合外喷嘴3的圆台，圆台小直径端与内喷嘴2小直径端之间设有法兰，法兰周向设有两排小孔，每排小孔的数量相同且交错布设。
优选的，第二台阶22中分别设有用于输送氧化剂的第一斜孔和用于输送燃料的第二斜孔，第一斜孔贯穿所述圆孔和所述环形凹槽，第二斜孔贯穿所述沉孔和所述台阶通孔。
优选的，圆台外侧均匀布设三路右螺旋状的漩涡槽；所述法兰上每排小孔的数量范围均设为10～20个，氧化剂通过内喷嘴2螺旋状通道加速后呈锥状喷出，燃料通过两排小孔沿径向喷出。
如图6所示，优选的，外喷嘴3为空心圆柱体，外喷嘴3内侧轴向设有用于配合内喷嘴2的锥形台阶通孔，外喷嘴3一端设有用于配装内喷嘴2的环状凸台，外喷嘴3另一端设有用于安装连接环4的环形沟槽。
如图7所示，优选的，连接环4为空心圆环，连接环4一端设有用于配装外喷嘴3的环状凸块，连接环4另一端设有用于配装外喷嘴3和中心杆1的台阶孔。
优选的，中心杆1与内喷嘴2之间、内喷嘴2与外喷嘴3之间均通过端面电子束焊密封且焊缝均为一条；外喷嘴3与连接环4之间通过电子束焊密封且焊缝为两条。
优选的，氧化剂采用四氧化二氮或绿色四氧化二氮；燃料采用无水肼、甲基肼或偏二甲肼。
本发明说明书中未详细描述的内容为本领域技术人员公知技术。

Claims (10)

1.一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：包括中心杆(1)、内喷嘴(2)、外喷嘴(3)和连接环(4)；中心杆(1)、内喷嘴(2)、外喷嘴(3)和连接环(4)均为回转体；内喷嘴(2)同轴套装在中心杆(1)上，并与中心杆(1)形成一个用于输送燃料的空腔，外喷嘴(3)同轴套装在内喷嘴(2)上，并与内喷嘴(2)形成一个用于输送氧化剂的空腔，连接环(4)同轴套装在外喷嘴(3)上。
2.根据权利要求1所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述中心杆(1)为实心圆柱体，中心杆(1)一端设有圆柱状台阶(11)，中心杆(1)另一端设有半球状凸缘(12)。
3.根据权利要求2所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述圆柱状台阶(11)和半球状凸缘(12)的直径均大于中心杆(1)直径。
4.根据权利要求1所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述内喷嘴(2)为台阶轴，内喷嘴(2)小直径端端面设有用于安装中心杆(1)的台阶通孔，内喷嘴(2)大直径端端面以轴线为中心，对称设有用于填充氧化剂的圆孔和用于填充燃料的沉孔；
内喷嘴(2)外侧周向由大直径端至小直径端依次设有第一台阶(21)和第二台阶(22)，第一台阶(21)轴向设有用于配合外喷嘴(3)的凹孔，第二台阶(22)周向设有用于配合外喷嘴(3)的环形凹槽，环形凹槽与内喷嘴(2)小直径端之间设有用于配合外喷嘴(3)的圆台，圆台小直径端与内喷嘴(2)小直径端之间设有法兰，法兰周向设有两排小孔，每排小孔的数量相同且交错布设。
5.根据权利要求4所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述第二台阶(22)中分别设有用于输送氧化剂的第一斜孔和用于输送燃料的第二斜孔，第一斜孔贯穿所述圆孔和所述环形凹槽，第二斜孔贯穿所述沉孔和所述台阶通孔。
6.根据权利要求4所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述圆台外侧均匀布设三路右螺旋状的漩涡槽；所述法兰上每排小孔的数量范围均设为10～20个。
7.根据权利要求1所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述外喷嘴(3)为空心圆柱体，外喷嘴(3)内侧轴向设有用于配合内喷嘴(2)的锥形台阶通孔，外喷嘴(3)一端设有用于配装内喷嘴(2)的环状凸台，外喷嘴(3)另一端设有用于安装连接环(4)的环形沟槽。
8.根据权利要求1所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述连接环(4)为空心圆环，连接环(4)一端设有用于配装外喷嘴(3)的环状凸块，连接环(4)另一端设有用于配装外喷嘴(3)和中心杆(1)的台阶孔。
9.根据权利要求1所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述中心杆(1)与内喷嘴(2)之间、内喷嘴(2)与外喷嘴(3)之间均通过端面电子束焊密封且焊缝均为一条；外喷嘴(3)与连接环(4)之间通过电子束焊密封且焊缝为两条。
10.根据权利要求1所述的一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器，其特征在于：所述氧化剂采用四氧化二氮或绿色四氧化二氮；燃料采用无水肼、甲基肼或偏二甲肼。
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Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109595099A (zh) * 2018-11-19 2019-04-09 西北工业大学 一种地面试车实验用固液混合发动机
CN110500201A (zh) * 2019-07-31 2019-11-26 西安航天动力研究所 一种斜槽式针栓喷注器头部结构
CN110714856A (zh) * 2019-11-25 2020-01-21 北京航空航天大学 喷注器、火箭发动机和火箭
CN111472897A (zh) * 2020-03-20 2020-07-31 北京控制工程研究所 一种具有微小流道集液腔的双组元姿控推力器喷注器
CN111520255A (zh) * 2020-06-12 2020-08-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器
CN111594351A (zh) * 2020-06-12 2020-08-28 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种变推力针栓喷注器
CN112502857A (zh) * 2020-12-02 2021-03-16 中国人民解放军国防科技大学 针栓喷注器及液体火箭发动机
CN113027634A (zh) * 2021-03-02 2021-06-25 北京航空航天大学 一种伺服电缸闭环控制调节机构及针栓喷注器
CN113175393A (zh) * 2021-04-25 2021-07-27 北京航天动力研究所 一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构
CN114576038A (zh) * 2022-05-05 2022-06-03 西安航天动力研究所 水平地面试车发动机用防窜流栓式喷注器及其防窜流方法
CN114658565A (zh) * 2022-03-02 2022-06-24 北京星际荣耀科技有限责任公司 一种推进装置和发动机及飞行器
CN114934862A (zh) * 2022-07-25 2022-08-23 北京宇航推进科技有限公司 一种液体火箭发动机及其同轴式喷嘴组件
CN115263604A (zh) * 2022-06-22 2022-11-01 北京控制工程研究所 一种应用于轻质快响双组元发动机的对孔互击喷注器
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

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101738326A (zh) * 2008-11-11 2010-06-16 北京航空航天大学 气-气单喷嘴试验装置
RU2436989C2 (ru) * 2008-06-16 2011-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Способ настройки жидкостного двигателя малой тяги с двухкомпонентной центробежной форсункой
RU2488012C1 (ru) * 2012-06-27 2013-07-20 Владимир Викторович Черниченко Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя и соосно-струйная форсунка для реализации указанного способа
CN203130282U (zh) * 2013-03-15 2013-08-14 北京航天动力研究所 一种整体式喷注器
CN103867340A (zh) * 2012-12-12 2014-06-18 中国人民解放军国防科学技术大学 一种双旋流喷注器
CN104196651A (zh) * 2014-06-13 2014-12-10 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种可调同轴双开槽栓式喷注器
CN104234870A (zh) * 2014-06-13 2014-12-24 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种开槽同轴针栓式喷注器推力室
CN106939850A (zh) * 2017-03-09 2017-07-11 上海空间推进研究所 单组元发动机用防回火喷注装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2436989C2 (ru) * 2008-06-16 2011-12-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Научно-исследовательский институт машиностроения" (ФГУП "НИИМаш") Способ настройки жидкостного двигателя малой тяги с двухкомпонентной центробежной форсункой
CN101738326A (zh) * 2008-11-11 2010-06-16 北京航空航天大学 气-气单喷嘴试验装置
RU2488012C1 (ru) * 2012-06-27 2013-07-20 Владимир Викторович Черниченко Способ подачи компонентов топлива в камеру трехкомпонентного жидкостного ракетного двигателя и соосно-струйная форсунка для реализации указанного способа
CN103867340A (zh) * 2012-12-12 2014-06-18 中国人民解放军国防科学技术大学 一种双旋流喷注器
CN203130282U (zh) * 2013-03-15 2013-08-14 北京航天动力研究所 一种整体式喷注器
CN104196651A (zh) * 2014-06-13 2014-12-10 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种可调同轴双开槽栓式喷注器
CN104234870A (zh) * 2014-06-13 2014-12-24 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种开槽同轴针栓式喷注器推力室
CN106939850A (zh) * 2017-03-09 2017-07-11 上海空间推进研究所 单组元发动机用防回火喷注装置

Cited By (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN109595099B (zh) * 2018-11-19 2021-01-05 西北工业大学 一种地面试车实验用固液混合发动机
CN109595099A (zh) * 2018-11-19 2019-04-09 西北工业大学 一种地面试车实验用固液混合发动机
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
CN110500201A (zh) * 2019-07-31 2019-11-26 西安航天动力研究所 一种斜槽式针栓喷注器头部结构
CN110714856A (zh) * 2019-11-25 2020-01-21 北京航空航天大学 喷注器、火箭发动机和火箭
CN111472897A (zh) * 2020-03-20 2020-07-31 北京控制工程研究所 一种具有微小流道集液腔的双组元姿控推力器喷注器
CN111594351B (zh) * 2020-06-12 2022-02-22 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种变推力针栓喷注器
CN111520255A (zh) * 2020-06-12 2020-08-11 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器
CN111594351A (zh) * 2020-06-12 2020-08-28 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 一种变推力针栓喷注器
CN112502857A (zh) * 2020-12-02 2021-03-16 中国人民解放军国防科技大学 针栓喷注器及液体火箭发动机
CN113027634A (zh) * 2021-03-02 2021-06-25 北京航空航天大学 一种伺服电缸闭环控制调节机构及针栓喷注器
CN113175393B (zh) * 2021-04-25 2022-07-29 北京航天动力研究所 一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构
CN113175393A (zh) * 2021-04-25 2021-07-27 北京航天动力研究所 一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构
CN114658565A (zh) * 2022-03-02 2022-06-24 北京星际荣耀科技有限责任公司 一种推进装置和发动机及飞行器
CN114658565B (zh) * 2022-03-02 2024-02-09 北京星际荣耀科技有限责任公司 一种推进装置和发动机及飞行器
CN114576038A (zh) * 2022-05-05 2022-06-03 西安航天动力研究所 水平地面试车发动机用防窜流栓式喷注器及其防窜流方法
CN115263604A (zh) * 2022-06-22 2022-11-01 北京控制工程研究所 一种应用于轻质快响双组元发动机的对孔互击喷注器
CN114934862A (zh) * 2022-07-25 2022-08-23 北京宇航推进科技有限公司 一种液体火箭发动机及其同轴式喷嘴组件
CN114934862B (zh) * 2022-07-25 2023-03-03 北京宇航推进科技有限公司 一种液体火箭发动机及其同轴式喷嘴组件

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