CN109372656A - 喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板及设计方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板及设计方法，包括集气腔基座、集气腔中板、集气腔后板、燃料腔顶盖、传火管和若干个双旋流喷嘴；集气腔分为两个氧气腔；燃料腔顶盖与集气腔后板之间形成燃料腔；若干个双旋流喷嘴沿传火管的周向均匀布设，每个双旋流喷嘴均包括喷嘴内芯、喷嘴内层和喷嘴外层；喷嘴内芯和喷嘴内层之间具有内混合腔，喷嘴内层与喷嘴外层之间具有外混合腔；喷嘴内芯设置有燃料喷孔；喷嘴中层沿周向均匀布设内旋流孔；喷嘴外层设置有大通孔、外旋流孔和喷射孔；外旋流孔的旋流方向与内旋流孔的旋流方向相反。本发明能通过控制内外旋流孔的喷注压降，进而调节内外旋转气流的流量比，形成不同分布形态的液雾。

Description

喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板及设计方法

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机技术领域，特别是一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板。

背景技术

液体火箭发动机是航天发射运载火箭的动力装置。液体火箭发动机燃烧室内，燃烧释热过程一旦与燃烧室固有声学频率耦合，就会发生高频燃烧不稳定。高频燃烧不稳定会严重破坏燃烧室内壁冷却液膜，导致燃烧室壁面烧穿。推进剂需要经过雾化、蒸发和混合等多个子过程，才能参与燃烧释热。这些子过程与燃烧释热过程紧密联系，都有可能导致高频燃烧不稳定。喷嘴是影响雾化、蒸发、混合等子过程的关键部件，对发动机燃烧不稳定研究有重要影响。

发动机燃烧过程中，液雾的空间分布影响了燃烧释热区的分布位置和燃烧效率。已有的研究结果表明，喷嘴间的火焰相互作用是燃烧不稳定形成的重要机理。喷嘴液雾空间分布会影响喷嘴附近的火焰形态，从而诱发燃烧不稳定。发动机研制过程中，需要确定发动机整体燃烧稳定性边界。稳定性边界的确定需要改变液雾的空间分布，采用试验的方法进行测定。

发动机内液雾空间分布的改变与喷嘴的设计有关。液体火箭发动机中大多采用同轴离心式喷嘴，喷嘴几何形状和氧化剂、燃料的流量一旦确定，喷嘴雾化角、液滴空间分布等都无法改变。因此，试验需要加工大量的不同几何尺寸的同轴离心式喷嘴改变喷嘴液雾空间分布。

本发明提供一种可以在确定喷嘴几何形状和氧化剂、燃料流量条件下改变液雾空间分布的火箭发动机喷注面板，为研究液雾分布、喷嘴间火焰相互作用等对燃烧稳定性的影响提供支持。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板及设计方法，该喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板及设计方法通过控制内外旋流孔的喷注压降，进而调节内外旋转气流的流量比，形成不同分布形态的液雾。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，包括集气腔基座、集气腔中板、集气腔后板、燃料腔顶盖、传火管和若干个双旋流喷嘴。

集气腔基座的中心设有顶部开口的集气腔，集气腔中板和集气腔后板从内至外依次放入集气腔中，并将集气腔密封分隔为底层集气腔和顶层集气腔；底层集气腔和顶层集气腔均通过进气管充填氧气。

燃料腔顶盖密封盖合在集气腔基座顶部，燃料腔顶盖与集气腔后板之间形成密闭的燃料腔，燃料腔通过进液管充填液体燃料。

传火管依次穿过燃料腔顶盖、集气腔后板和集气腔中板，并与集气腔的底板密封连接；传火管中部设置点火通孔，点火通孔一端与火炬点火器相连接，另一端与燃料室相连通。

若干个双旋流喷嘴沿传火管的周向均匀布设，每个双旋流喷嘴均穿过集气腔后板、集气腔中板和集气腔底板。

每个双旋流喷嘴均包括从内至外依次同轴设置的喷嘴内芯、喷嘴内层和喷嘴外层；喷嘴内芯和喷嘴内层之间具有内混合腔，喷嘴内层与喷嘴外层之间具有外混合腔。

喷嘴内芯设置有燃料喷孔，燃料喷孔顶部与燃料腔相连通，燃料喷孔底部与内混合腔相连通。

喷嘴中层沿周向均匀布设有若干个与顶层集气腔位置相对应的内旋流孔。

喷嘴外层设置有大通孔、外旋流孔和喷射孔；大通孔位于顶层集气腔内，沿喷嘴外层周向均匀布设；外旋流孔位于底层集气腔内，沿喷嘴外层周向均匀布设；外旋流孔的旋流方向与内旋流孔的旋流方向相反；喷射孔连通外混合腔和燃烧室。

通过控制内旋流孔和外旋流孔的喷注压降，调节内旋转气流和外旋转气流的流量比，从而形成不同分布形态的液雾。

燃料腔、顶层集气腔和底层集气腔内各设置一根测压管。

内旋流孔为顺时针切向孔，外旋流孔为逆时针切向孔。

传火管与燃料腔顶盖之间采用锥形垫片进行密封，传火管与集气腔后板和集气腔中板之间均为焊接。

一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的设计方法，包括如下步骤。

步骤1，氧气流量和燃料流量m_f计算：根据设计的燃烧室压力p_c和燃烧室温度T_c，通过热力计算，求解得到氧气流量和燃料流量m_f。

步骤2，燃料喷孔直径d_f计算，包括如下步骤。

步骤21，燃料腔压p_f设定：根据p_f-p_c≥1MPa的要求，进行燃料腔压p_f的设定；

步骤22，燃料喷孔直径d_f计算：将步骤1计算的燃料流量m_f、设定的燃烧室压力p_c和步骤21设定的燃料腔压为p_f，代入如下公式(1)，求解燃料喷孔直径d_f。

其中，ρ_f为燃料密度。

步骤3，内旋转气流和外旋转气流的流量比K值范围设定。

步骤4，内旋转气流和外旋转气流的流量范围确定：内旋转气流的流量m_inner和外旋转气流的流量m_out计算公式如下：

将步骤3设定的内旋转气流和外旋转气流的流量比K值范围代入公式(2)和(3)，得到内旋转气流和外旋转气流的流量范围；当K取最小值时，可以得到内旋转气流的最小流量和外旋转气流的最大流量当K取最大值时，可以得到内旋转气流的最大流量和外旋转气流的最小流量

步骤5，内旋流孔直径d_inner确定，包括如下步骤。

步骤51，顶层集气腔最小腔压p_inner,min选择：为使内旋流孔满足音速节流条件，则p_inner,min≥2×p_c。

步骤52，内旋流孔总面积A_inner值计算：将步骤51选择的顶层集气腔最小腔压p_inner,min以及步骤3得到的代入如下公式(4)，计算得到内旋流孔总面积A_inner值：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_inner为顶层集气腔中的氧气温度。

步骤53，内旋流孔直径d_inner计算：将步骤52计算得到的内旋流孔总面积A_inner代入如下公式(5)，计算得到内旋流孔直径d_inner：

其中，n₁表示内旋流孔的数量。

步骤6，外旋流孔直径d_out确定，包括如下步骤：

步骤61，底层集气腔最小腔压p_out,min选择：为使外旋流孔满足音速节流条件，则p_out,min≥2×p_c。

步骤62，外旋流孔总面积A_out值计算：将步骤61选择的底层集气腔最小腔压p_out,min以及步骤3得到的代入如下公式(6)，计算得到外旋流孔总面积A_out值：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_out为底层集气腔中的氧气温度。

步骤63，外旋流孔直径d_out计算：将步骤62计算得到的外旋流孔总面积A_out代入如下公式(7)，计算得到外旋流孔直径d_out：

其中，n₂表示外旋流孔的数量。

步骤7，顶层集气腔压p_inner和底层集气腔p_out的计算：将步骤3确定的内旋转气流的流量m_inner和外旋转气流的流量m_out，步骤52计算得到的内旋流孔总面积A_inner、步骤62计算得到的外旋流孔总面积A_out代入如下公式(8)和(9)，得到顶层集气腔压p_inner和底层集气腔p_out：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_inner为顶层集气腔中的氧气温度，T_out为底层集气腔中的氧气温度。

还包括步骤7，在顶层集气腔和底层集气腔中均设置有测压管，通过连续改变内旋转气流和外旋转气流的流量比K值，从而实现液雾分布的连续变化。

步骤3中，内旋转气流和外旋转气流的流量比K取1/3～3；步骤4中，K＝1/3时，确定的内旋转气流和外旋转气流的流量范围为：K＝3时，确定的内旋转气流和外旋转气流的流量范围为：得到 步骤51中，选择的顶层集气腔最小腔压p_inner,min＝2×p_c，步骤61中，p_out,min＝2×p_c；计算得到内旋流喷孔d_inner和外旋流喷孔的孔径d_out。

氧气比热比γ＝1.4，氧气气体常数R＝259.8，顶层集气腔气体温度T_inner＝300，底层集气腔气体温度T_out＝300。

本发明具有如下有益效果：

1、在不改变氧气和燃料流量情况下，双旋流喷嘴可以通过控制顶层集气腔和底层集气腔的压力改变液雾空间分布。另外，通过在顶层集气腔和底层集气腔内设置测压管，实现在线压力实时反馈，实现液雾空间分布的连续变化。

2、双旋流喷嘴更换方便，能够根据不同工况需要设计不同的双旋流喷嘴。喷注面板采用模块化设计，降低了加工难度，方便组装和维修。

3、液雾空间分布的改变，为发动机研制过程中试验确定发动机燃烧稳定性边界提供技术支持。

4、双旋流喷嘴能够用于研究喷嘴间火焰相互作用诱发燃烧不稳定的机理，解决高频不稳定燃烧在出现概率较低的问题。

附图说明

图1显示了一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板未安装双旋流喷嘴时的剖面图。

图2显示了一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的立体图。

图3显示了图2中A-A面的剖视图。

图4显示了图2中B-B面的剖视图。

图5显示了一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板安装双旋流喷嘴后的剖面图。

图6显示了图5中圆圈区域的放大示意图。

图7显示了双旋流喷嘴的立体结构图。

图8显示了图7中A-A面的剖视图。

图9显示了图8中B-B面的剖视图。

图10显示了图8中C-C面的剖视图。

图11显示了内旋转气流和外旋转气流的流量比K值不同时的液雾分布形态图。

其中有：

10.集气腔基座；11.传火管安装孔；12.喷嘴孔；13.集气腔；

20.集气腔中板；21.喷嘴中部过孔；22.底层集气腔；23.底层进气管；24.底层测压管；

30.集气腔后板；31.喷嘴顶部过孔；32.顶层集气腔；32.顶层进气管；34.顶层测压管；

40.燃料腔顶盖；

41.燃料腔密封圈；42.燃料腔；43.锥形垫片；44.进液管；45.燃料腔测压管；

50.传火管；51.点火通孔；

60.双旋流喷嘴；

61.喷嘴内芯；611.燃料喷孔；612.喷嘴内垫圈；

62.喷嘴中层；621.内旋流孔；622.喷嘴外垫圈；623.内混合腔；

63.喷嘴外层；631.大通孔；632.外旋流孔；633.外混合腔；634.喷射孔；

70.焊接点。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

如图1至图6所示，一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，包括集气腔基座10、集气腔中板20、集气腔后板30、燃料腔顶盖40、传火管50和若干个双旋流喷嘴60。

集气腔基座的中心设有顶部开口的集气腔13，集气腔从从内至外依次设置有底层台阶和顶层台阶，集气腔的底板中心开设传火管安装孔11，传火管安装孔外围的集气腔底板上沿周向均布有与双旋流喷嘴数量相等的喷嘴孔12，喷嘴孔数量优选为6个。

集气腔中板和集气腔后板从内至外依次放入集气腔中，如集气腔中板优选采用焊接的方式放置在底层台阶上，并形成焊接点70；集气腔后板优选采用焊接的方式放置在顶层台阶上，并形成焊接点70。

集气腔中板和集气腔后板的中心均设置有与传火管安装孔同轴的传火管过孔，位于传火管过孔外周的集气腔中板上沿周向均设置有与喷嘴孔数量相等的喷嘴中部过孔21，位于传火管过孔外周的集气腔后板上沿周向均设置有与喷嘴孔数量相等的喷嘴顶部过孔31。

每组喷嘴顶部过孔、喷嘴中部过孔和喷嘴孔均保持同轴，便于双旋流喷嘴的安装。

集气腔中板和集气腔后板将集气腔密封分隔为底层集气腔22(也称底层氧气腔)和顶层集气腔32(也称顶层氧气腔)。

底层集气腔通过底层进气管23充填氧气，底层集气腔内还优选设置有底层测压管24。

顶层集气腔通过顶层进气管33充填氧气，顶层集气腔内还优选设置有顶层测压管34。

燃料腔顶盖优选采用燃料腔密封圈41密封盖合在集气腔基座顶部，并优选采用螺栓进行螺纹连接。燃料腔顶盖与集气腔后板之间形成密闭的燃料腔42，燃料腔通过进液管44充填液体燃料，燃料腔内还优选设置有燃料腔测压管45。

传火管依次穿过燃料腔顶盖、集气腔后板和集气腔中板，并与集气腔的底板密封连接；传火管与燃料腔顶盖接触部位优选采用锥形垫片进行密封，锥形垫片优选为紫铜锥形垫片。当火炬安装在燃料腔顶盖后方时，会压紧紫铜锥形垫片，保证燃料腔顶盖和传火管之间的密封。

传火管中部设置点火通孔51，点火通孔一端与火炬点火器相连接，另一端与燃料室相连通。

双旋流喷嘴优选为6个，6个双旋流喷嘴沿传火管的周向均匀布设，每个双旋流喷嘴均穿过集气腔后板、集气腔中板和集气腔底板。6个双旋流喷嘴优选从集气腔后板插入喷注面板，双旋流喷嘴与集气腔后板通过螺纹密封，保证燃料腔内的燃料不会漏入两个氧气腔。

如图7至图10所示，每个双旋流喷嘴均包括从内至外依次同轴设置的喷嘴内芯61、喷嘴内层62和喷嘴外层63。喷嘴内芯和喷嘴内层之间具有内混合腔623，喷嘴内层与喷嘴外层之间具有外混合腔633。

喷嘴内芯设置有燃料喷孔611，燃料喷孔顶部与燃料腔相连通，燃料喷孔底部与内混合腔相连通。

喷嘴内芯优选通过螺纹与喷嘴中层连接，连接处安装喷嘴内垫圈612，喷嘴内垫圈的密封可以保证燃料不会进入喷嘴内芯和喷嘴中层的环缝(也即内混合腔)。

喷嘴中层沿周向均匀布设有若干个与顶层集气腔位置相对应的内旋流孔621，内旋流孔为顺时针切向孔优选如图9所示。

喷嘴外层设置有大通孔631、外旋流孔632和喷射孔634。大通孔位于顶层集气腔内，沿喷嘴外层周向均匀布设；外旋流孔位于底层集气腔内，沿喷嘴外层周向均匀布设；外旋流孔的旋流方向与内旋流孔的旋流方向相反，优选为如10所示的逆时针切向孔；喷射孔连通外混合腔和燃烧室。

喷嘴中层与喷嘴外层分别加工，采用焊接连接，保证喷嘴中层与喷嘴外层较好的同轴度。喷嘴中层的头部为一个六角凸台，方便使用扳手将喷嘴安装预紧到集气腔后板上。

集气腔后板与喷嘴中层均有螺纹，可以通过螺纹连接密封，连接处安装喷嘴外垫圈622，该密封可以避免燃料渗入氧腔。

双旋流喷嘴包含内外两股旋转气流。内层旋转气流通过喷嘴中层上周向分布的顺时针切向孔实现。外层旋转气流通过喷嘴外层上周向分布的逆时针切向孔实现。喷嘴安装到面板上后，两层集气腔分别给内层和外层旋流孔供气。

燃料喷注由喷嘴内芯的直孔实现。

本发明中，喷注面板整体将喷嘴、集气腔和集液腔进行模块化设计，方便组装和更换维修。喷注面板提供火炬点火的传火管接口，可以灵活适用多种点火器。集气腔整体为双层气腔，采用两块层板依次焊接，降低加工难度。

双旋流喷嘴中心为一个直喷的液体燃料，向外依次是内层的顺时针旋转气流和外层的逆时针旋转气流。两股旋转气流为气氧，通过集气腔的双层气腔分别供应。

喷嘴工作时，内层旋转气流与液体燃料射流流动方向不同，存在速度差。内层旋转气流通过速度差引起的气液剪切作用，使液体燃料射流发生破碎，形成燃料液雾。同时，内层旋转气流与燃料液雾混合，形成内层预混旋转气流。内层预混旋转气流中，燃料液雾由于跟随气流旋转，速度方向与内层旋转气流方向相同。接着，外层旋转气流与内层预混旋转气流混合。由于两股旋转气流的旋转方向相反，两股气流的流量部分相互抵消。

通过控制内外旋流喷孔的喷注压降，可以调节内外旋转气流的流量比，形成不同分布形态的液雾。试验表明：喷嘴出口液雾分布与两股气流的流量比K(内层气流流量/外层气流流量)有关。如图11所示，当K较小时，液雾分布呈现周向放射状；K增大后，液雾分布呈现空心圆锥状；K继续增大，空心圆锥张角减小，直到圆锥边界重叠，形成实心圆锥。因而，可以通过控制喷注面板两层氧气气腔的压力大小，可以控制两股气流的流量比K，从而控制液雾的分布形态。由于液体火箭发动机燃烧状况与喷嘴雾化分布有强烈的关联。本发明可以用于研究雾化空间分布对燃烧不稳定和释热区域分布的影响机理，解决发动机燃烧研究过程中液雾空间分布可控的问题。

一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的设计方法，包括如下步骤。

步骤1，氧气流量和燃料流量m_f计算：根据设计的燃烧室压力p_c和燃烧室温度T_c，通过热力计算，求解得到氧气流量和燃料流量m_f。

步骤2，燃料喷孔直径d_f计算，包括如下步骤。

步骤21，燃料腔压p_f设定：根据p_f-p_c≥1MPa的要求，进行燃料腔压p_f的设定。本发明选择p_f＝p_c+1.5MPa。

步骤22，燃料喷孔直径d_f计算：将步骤1计算的燃料流量m_f、设定的燃烧室压力p_c和步骤21设定的燃料腔压为p_f，代入如下公式(1)，求解燃料喷孔直径d_f。

其中，ρ_f为燃料密度。

步骤3，内旋转气流和外旋转气流的流量比K值范围设定，K值一般取1/3～3。

步骤4，内旋转气流和外旋转气流的流量范围确定：内旋转气流的流量m_inner和外旋转气流的流量m_out计算公式如下：

将步骤3设定的内旋转气流和外旋转气流的流量比K值范围代入公式(2)和(3)，得到内旋转气流和外旋转气流的流量范围。

当K取最小值时，可以得到内旋转气流的最小流量和外旋转气流的最大流量本申请中，K＝1/3时，确定的内旋转气流和外旋转气流的流量范围为： 故

当K取最大值时，可以得到内旋转气流的最大流量和外旋转气流的最小流量本申请中，K＝3时，确定的内旋转气流和外旋转气流的流量范围为： 故

步骤5，内旋流孔直径d_inner确定，包括如下步骤。

步骤51，顶层集气腔最小腔压p_inner,min选择：为使内旋流孔满足音速节流条件，则p_inner,min≥2×p_c。p_inner,min的取值比较灵活，但一般尽量选择较小值，如优选p_inner,min＝2×p_c。

考虑最小流量的原因，是由于最小流量时如果满足p_inner,min≥2×p_c的临界条件；那么需要设定为最大流量时，通过增大喷注压力，可以提高流量到最大值，同时也一定满足这个临界条件。

步骤52，内旋流孔总面积A_inner值计算：将步骤51选择的顶层集气腔最小腔压p_inner,min以及步骤3得到的代入如下公式(4)，计算得到内旋流孔总面积A_inner值：

其中，γ为氧气比热比，γ＝1.4；R为氧气气体常数，R＝259.8；T_inner为顶层集气腔中的氧气温度，优选T_inner＝300。

步骤53，内旋流孔直径d_inner计算：将步骤52计算得到的内旋流孔总面积A_inner代入如下公式(5)，计算得到内旋流孔直径d_inner：

其中，n₁表示内旋流孔的数量。

步骤6，外旋流孔直径d_out确定，包括如下步骤：

步骤61，底层集气腔最小腔压p_out,min选择：为使外旋流孔满足音速节流条件，则p_out,min≥2×p_c。p_out,min的取值比较灵活，但一般尽量选择较小值，优选p_out,min＝2×p_c。

考虑最小流量的原因，是由于最小流量时如果满足p_out,min≥2×p_c的临界条件；那么需要设定为最大流量时，通过增大喷注压力，可以提高流量到最大值，同时也一定满足这个临界条件。

步骤62，外旋流孔总面积A_out值计算：将步骤61选择的底层集气腔最小腔压p_out,min以及步骤3得到的代入如下公式(6)，计算得到外旋流孔总面积A_out值：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_out为底层集气腔中的氧气温度。

其中，γ为氧气比热比，γ＝1.4；R为氧气气体常数，R＝259.8；T_out为底层集气腔中的氧气温度，优选T_out＝300。

步骤63，外旋流孔直径d_out计算：将步骤62计算得到的外旋流孔总面积A_out代入如下公式(7)，计算得到外旋流孔直径d_out：

其中，n₂表示外旋流孔的数量。

步骤7，顶层集气腔压p_inner和底层集气腔p_out的计算：将步骤3确定的内旋转气流的流量m_inner和外旋转气流的流量m_out，步骤52计算得到的内旋流孔总面积A_inner、步骤62计算得到的外旋流孔总面积A_out代入如下公式(8)和(9)，得到顶层集气腔压p_inner和底层集气腔p_out：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_inner为顶层集气腔中的氧气温度，T_out为底层集气腔中的氧气温度。

步骤7，在顶层集气腔和底层集气腔中均设置有测压管，根据流量比K的变化，设定氧气腔压p_inner和p_out的变化曲线。实验中，通过连续改变内旋转气流和外旋转气流的流量比K值，从而实现液雾分布的连续变化。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。

Claims (9)

1.一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，其特征在于：包括集气腔基座、集气腔中板、集气腔后板、燃料腔顶盖、传火管和若干个双旋流喷嘴；

集气腔基座的中心设有顶部开口的集气腔，集气腔中板和集气腔后板从内至外依次放入集气腔中，并将集气腔密封分隔为底层集气腔和顶层集气腔；底层集气腔和顶层集气腔均通过进气管充填氧气；

燃料腔顶盖密封盖合在集气腔基座顶部，燃料腔顶盖与集气腔后板之间形成密闭的燃料腔，燃料腔通过进液管充填液体燃料；

传火管依次穿过燃料腔顶盖、集气腔后板和集气腔中板，并与集气腔的底板密封连接；传火管中部设置点火通孔，点火通孔一端与火炬点火器相连接，另一端与燃料室相连通；

若干个双旋流喷嘴沿传火管的周向均匀布设，每个双旋流喷嘴均穿过集气腔后板、集气腔中板和集气腔底板；

每个双旋流喷嘴均包括从内至外依次同轴设置的喷嘴内芯、喷嘴内层和喷嘴外层；喷嘴内芯和喷嘴内层之间具有内混合腔，喷嘴内层与喷嘴外层之间具有外混合腔；

喷嘴内芯设置有燃料喷孔，燃料喷孔顶部与燃料腔相连通，燃料喷孔底部与内混合腔相连通；喷嘴中层沿周向均匀布设有若干个与顶层集气腔位置相对应的内旋流孔；

喷嘴外层设置有大通孔、外旋流孔和喷射孔；大通孔位于顶层集气腔内，沿喷嘴外层周向均匀布设；外旋流孔位于底层集气腔内，沿喷嘴外层周向均匀布设；外旋流孔的旋流方向与内旋流孔的旋流方向相反；喷射孔连通外混合腔和燃烧室。

2.根据权利要求1所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，其特征在于：通过控制内旋流孔和外旋流孔的喷注压降，调节内旋转气流和外旋转气流的流量比，从而形成不同分布形态的液雾。

3.根据权利要求2所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，其特征在于：燃料腔、顶层集气腔和底层集气腔内各设置一根测压管。

4.根据权利要求1所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，其特征在于：内旋流孔为顺时针切向孔，外旋流孔为逆时针切向孔。

5.根据权利要求1所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板，其特征在于：传火管与燃料腔顶盖之间采用锥形垫片进行密封，传火管与集气腔后板和集气腔中板之间均为焊接。

6.一种喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的设计方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1，氧气流量和燃料流量m_f计算：根据设计的燃烧室压力p_c和燃烧室温度T_c，通过热力计算，求解得到氧气流量和燃料流量m_f；

步骤2，燃料喷孔直径d_f计算，包括如下步骤：

步骤21，燃料腔压p_f设定：根据p_f-p_c≥1MPa的要求，进行燃料腔压p_f的设定；

步骤22，燃料喷孔直径d_f计算：将步骤1计算的燃料流量m_f、设定的燃烧室压力p_c和步骤21设定的燃料腔压为p_f，代入如下公式(1)，求解燃料喷孔直径d_f：

其中，ρ_f为燃料密度；

步骤3，内旋转气流和外旋转气流的流量比K值范围设定；

步骤4，内旋转气流和外旋转气流的流量范围确定：内旋转气流的流量m_inner和外旋转气流的流量m_out计算公式如下：

将步骤3设定的内旋转气流和外旋转气流的流量比K值范围代入公式(2)和(3)，得到内旋转气流和外旋转气流的流量范围；当K取最小值时，可以得到内旋转气流的最小流量和外旋转气流的最大流量当K取最大值时，可以得到内旋转气流的最大流量和外旋转气流的最小流量

步骤5，内旋流孔直径d_inner确定，包括如下步骤：

步骤51，顶层集气腔最小腔压p_inner,min选择：为使内旋流孔满足音速节流条件，则p_inner,min≥2×p_c；

步骤52，内旋流孔总面积A_inner值计算：将步骤51选择的顶层集气腔最小腔压p_inner,min以及步骤3得到的代入如下公式(4)，计算得到内旋流孔总面积A_inner值：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_inner为顶层集气腔中的氧气温度；

步骤53，内旋流孔直径d_inner计算：将步骤52计算得到的内旋流孔总面积A_inner代入如下公式(5)，计算得到内旋流孔直径d_inner：

其中，n₁表示内旋流孔的数量；

步骤6，外旋流孔直径d_out确定，包括如下步骤：

步骤61，底层集气腔最小腔压p_out,min选择：为使外旋流孔满足音速节流条件，则p_out,min≥2×p_c；

步骤62，外旋流孔总面积A_out值计算：将步骤61选择的底层集气腔最小腔压p_out,min以及步骤3得到的代入如下公式(6)，计算得到外旋流孔总面积A_out值：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_out为底层集气腔中的氧气温度；

步骤63，外旋流孔直径d_out计算：将步骤62计算得到的外旋流孔总面积A_out代入如下公式(7)，计算得到外旋流孔直径d_out：

其中，n₂表示外旋流孔的数量；

步骤7，顶层集气腔压p_inner和底层集气腔p_out的计算：将步骤3确定的内旋转气流的流量m_inner和外旋转气流的流量m_out，步骤52计算得到的内旋流孔总面积A_inner、步骤62计算得到的外旋流孔总面积A_out代入如下公式(8)和(9)，得到顶层集气腔压p_inner和底层集气腔p_out：

其中，γ为氧气比热比，R为氧气气体常数，T_inner为顶层集气腔中的氧气温度，T_out为底层集气腔中的氧气温度。

7.根据权利要求6所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的设计方法，其特征在于：还包括步骤7，在顶层集气腔和底层集气腔中均设置有测压管，通过连续改变内旋转气流和外旋转气流的流量比K值，从而实现液雾分布的连续变化。

8.根据权利要求6所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的设计方法，其特征在于：步骤3中，内旋转气流和外旋转气流的流量比K取1/3～3；步骤4中，K＝1/3时，确定的内旋转气流和外旋转气流的流量范围为：K＝3时，确定的内旋转气流和外旋转气流的流量范围为：得到 步骤51中，选择的顶层集气腔最小腔压p_inner,min＝2×p_c，步骤61中，p_out,min＝2×p_c；计算得到内旋流喷孔d_inner和外旋流喷孔的孔径d_out。

9.根据权利要求6所述的喷嘴液雾分布可调的火箭发动机喷注面板的设计方法，其特征在于：氧气比热比γ＝1.4，氧气气体常数R＝259.8，顶层集气腔气体温度T_inner＝300，底层集气腔气体温度T_out＝300。