CN109973247A - 防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，发动机燃料和氧化剂的混合比为rm，所述rm≥1.45。部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴射出，所述最外圈的氧化剂喷嘴的偏转角度为αo，所述αo＝45°，所述燃料喷嘴的偏转角度为αf，所述αf＝40°，这两股射流在喷注器面板下方撞击后形成高温燃气回流，所述高温燃气回流贴近燃烧室内壁，两股射流撞击后形成的合成动量角为δ，所述δ的控制值为8°～18°。解决了现有技术的液体火箭发动机喷注器面板的最外圈合成动量角δ过小所造成的边区燃气回流烧蚀喷注器面板问题，本发明适用于较为宽广的工况范围，适用性强，也可以推广到到各种推力范围内双组元液体火箭发动机设计，技术拓展性好。

Description

防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法
技术领域
本发明涉及一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，属于液体火箭发动机结构技术领域。
背景技术
双组元液体火箭发动机自诞生以来，便不断朝着高性能与高可靠性的方向发展，喷注器的优化设计在其中扮演了关键角色。直流互击式喷注器是当今世界空间液体火箭发动机采用最为广泛的一种喷注器，具有结构简单、燃烧性能高、加工难度低、成本低、可靠性高以及可扩展性好等特点，而合成动量角和混合比的设计及控制则是该喷注器设计中的重中之重，既影响产品的性能高低又影响产品工作的可靠性。推进剂经喷注器氧化剂喷嘴和燃料喷嘴射出后撞击雾化燃烧，两股射流撞击后形成的合成射流与发动机中轴线方向的夹角称为合成动量角，如图2所示，合成动量角δ计算公式为：
式中，qmo和qmf分别为氧化剂、燃料喷嘴质量流量；uo和uf分别为氧化剂、燃料喷嘴出口射流流速；αo和αf分别为氧化剂、燃料喷嘴偏转角度。
氧化剂质量流量与燃料质量流量之比称为混合比，表达式为：
主喷嘴的合成动量角对发动机的影响主要体现在两个方面：一是合成动量角δ将直接影响推进剂的雾化和燃烧过程，因而决定了燃烧效率，影响发动机性能水平。当今高性能双组元液体火箭发动机的喷注器多采用多圈喷嘴，合理地设计各圈的合成动量角，尽可能错开各圈的撞击点直径，进而提高燃烧效率，这是提高发动机性能水平的关键因素；二是合成动量角δ会影响推力室的冷却，尤以最外圈喷嘴影响最甚。合成动量角越偏向燃烧室壁，则燃烧室壁的热环境越恶劣；更为重要的是，若合成动量角偏向发动机中轴线，则边区处燃气回流面积将会增大，可能导致喷注器面板的烧蚀现象。
影响发动机主喷嘴合成动量角的因素为氧化剂撞击角即氧化剂喷嘴的射流角度，也就是氧化剂喷嘴的偏射角度αo，燃料撞击角即燃料喷嘴的射流角度，也就是燃料喷嘴的偏射角度αf以及主燃区混合比也就是氧化剂质量流量与燃料质量流量的混合比rm。当氧化剂撞击角和燃料撞击角确定后，主喷嘴合成动量角将完全取决于主燃区混合比。主燃区混合比越低，则合成动量角越偏向发动机中轴线，越有可能引发喷注器面板被高温燃气回流烧蚀的现象。而在发动机的真实工作过程中，主燃区混合比偏离额定工况的情况并不罕见，如发动机的开关机过程就会遇到这种情况。因此，设计发动机主喷嘴合成动量角时，不仅要考虑额定工况，还要考虑偏工况。
由上述内容可见，发动机主喷嘴的合成动量角δ以及混合比会直接影响发动机的燃烧过程及热防护，进而影响发动机的性能和可靠性，因此在发动机的设计过程中占有重要地位。
发明内容
本发明为解决现有技术的液体火箭发动机喷注器面板的最外圈合成动量角δ过小所造成的边区燃气回流烧蚀喷注器面板问题，进而提出了一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法。
本发明提出一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，发动机燃料和氧化剂的混合比为rm，所述rm≥1.45。部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴和燃料喷嘴射出，所述最外圈的氧化剂喷嘴的偏转角度为αo，所述αo＝45°，所述燃料喷嘴的偏转角度为αf，所述αf＝40°，这两股射流在喷注器面板下方撞击后形成高温燃气回流，所述高温燃气回流贴近燃烧室内壁，两股射流撞击后形成的合成动量角为δ，所述δ的控制值为8°～18°。
优选地，tanδ的计算公式为：其中，qmo为氧化剂质量流量，qmf为燃料喷嘴质量流量，uo为氧化剂喷嘴出口射流流速，uf为燃料喷嘴出口射流流速。
优选地，所述发动机燃料和氧化剂的混合比rm＝1.65时，所述δ的控制值为10°～18°。
更优选地，所述δ的控制值＝15.7。
本发明所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法的有益效果为：
1、本发明所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，在较宽的工况范围内，既能保证发动机具有更高的燃烧效率，又能确保喷注器面板不被高温燃气回流烧蚀。在喷注器额定设计状态下，该方法亦能在保证发动机燃烧正常的情况下确保其喷注器面板不被高温燃气回流烧蚀。
2、本发明所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，可以解决发动机喷注器最外圈合成动量角δ过小所造成的边区燃气回流烧蚀喷注器面板的问题，同时消除最外圈合成动量角δ过大所造成的燃烧室壁热负荷过大的缺陷，并兼顾了燃烧效率。
3、本发明所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法适用于较为宽广的工况范围，适用性强，也可以推广到到各种推力范围内双组元液体火箭发动机设计，技术拓展性好。
附图说明
图1是本发明所述的液体火箭发动机喷注器面板的整体结构示意图；
图2是本发明所述的发动机主喷嘴的合成动量角δ与高温燃烧回流的示意图；
图中：1-喷注器面板；2-高温燃气回流；3-主喷嘴；4-喷注器；5-燃烧室内壁；6-氧化剂喷嘴；7-燃烧喷嘴。
具体实施方式
以下结合附图对本发明的具体实施方式作进一步详细的说明：
具体实施方式一：参见图1-图2说明本实施方式。本实施方式所述的一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，发动机燃料和氧化剂的混合比为rm，所述rm≥1.45。部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴6和燃料喷嘴7射出，所述最外圈的氧化剂喷嘴6的偏转角度为αo，所述αo＝45°，所述燃料喷嘴7的偏转角度为αf，所述αf＝40°，这两股射流在喷注器面板1下方撞击后形成高温燃气回流2，所述高温燃气回流2贴近燃烧室内壁5，两股射流撞击后形成的合成动量角为δ，所述δ的控制值为8°～18°。所述高温燃气回流2与合成动量角δ密切相关。
燃料和氧化剂按额定混合比γm流入喷注器4，部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴6和燃料喷嘴7按预设的角度射出，这两股射流在喷注器面板1下游燃烧室内撞击形成合成射流，并伴随着雾化和燃烧过程。其中主喷嘴3包括氧化剂喷嘴6和燃料喷嘴7。
其中tanδ的计算公式为：其中，qmo为氧化剂质量流量，qmf为燃料喷嘴质量流量，uo为氧化剂喷嘴6出口射流流速，uf为燃料喷嘴7出口射流流速。
所述δ的控制值为8°～18°，且必须不低于8°。由于燃烧不稳定性等原因，可能会有部分燃气向燃烧室上游回流。在本发明提出的最外圈主喷嘴3合成动量角δ的控制范围内，推进剂经主喷嘴3外圈所形成的流场可抑制该回流运动，从而确保了喷注器面板1处的温度处于合理水平，避免发生烧蚀。在最极端的情况下，主喷嘴3最外圈合成动量角δ应不小于8°，可保证发动机喷注器面板1被高温燃气回流2烧蚀的现象不会发生。
燃烧室内壁5承受着巨大的热负荷，若燃烧过程过于靠近壁面可能导致壁面过热烧穿，对于采用液膜冷却的液体火箭发动机来说则可能会降低液膜冷却的效果。在本发明提出的最外圈主喷嘴3合成动量角δ的控制范围内，燃烧过程对壁面的影响可控制在合理的范围内。在最极端的情况下，主喷嘴3最外圈合成动量角δ应不大于18°，可保证燃烧室内壁5温度控制在许可范围内。
所述发动机燃料和氧化剂的混合比rm≥1.45。在最外圈主喷嘴3合成动量角δ确定的条件下，发动机混合比rm应控制在1.45以上。
所述发动机燃料和氧化剂的混合比rm＝1.65时，所述δ的控制值为10°～18°。额定混合比rm＝1.65工况条件下，最外圈主喷嘴3合成动量角δ为15.7°。
本发明应用于航天器推进系统用采用了直流互击式喷注器方案的双组元液体火箭发动机，在实际应用中，可以有效止喷注器面板被高温燃气回流烧蚀。
在某型10kN液体火箭发动机上，该发动机采用了直流互击式喷注器，喷注器主喷嘴有四圈，未将最外圈第四圈主喷嘴合成动量角控制在本发明提出的范围时，在试验过程中在额定混合比rm＝1.65工况条件下先后有四台产品喷注器面板出现了被高温燃气回流烧蚀的现象。当最外圈第四圈主喷嘴合成动量角控制在本发明提出的范围内后，多台发动机完成试验，均工作正常，未再出现喷注器面被高温燃气回流烧蚀的问题。
同样在该10kN发动机研制过程中，最外圈主喷嘴合成动量角控制在要求的8°～18°范围内，当发动机推进剂混合比由额定值1.65降低到1.3以下时，三台产品喷注器面板出现了被高温燃气回流所烧蚀。后续试验，混合比全部不低于1.45，连续多台产品工作正常，未现喷注器面板被高温燃气回流所烧蚀的现象。
同时，在最外圈主喷嘴合成动量角确定的状态下，随着混合比的减小，发动机燃气回流导致喷注器面板温度增加的现象在卫星用490N远地点发动机以及神舟飞船用 2500N发动机的研制过程中也有多台试验结果支撑。
以上对本发明提供的一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法进行了详细介绍。本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以对本发明进行若干改进和修饰，这些改进和修饰也落入本发明权利要求的保护范围内。

Claims (4)

1.一种防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，其特征在于，发动机燃料和氧化剂的混合比为rm，所述rm≥1.45。部分氧化剂和燃料分别从最外圈的氧化剂喷嘴(6)和燃料喷嘴(7)射出，所述最外圈的氧化剂喷嘴(6)的偏转角度为αo，所述αo＝45°，所述燃料喷嘴(7)的偏转角度为αf，所述αf＝40°，这两股射流在喷注器面板(1)下方撞击后形成高温燃气回流(2)，所述高温燃气回流(2)贴近燃烧室内壁(5)，两股射流撞击后形成的合成动量角为δ，所述δ的控制值为8°～18°。
2.根据权利要求1所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，其特征在于，tanδ的计算公式为：其中，qmo为氧化剂质量流量，qmf为燃料喷嘴质量流量，uo为氧化剂喷嘴(6)出口射流流速，uf为燃料喷嘴(7)出口射流流速。
3.根据权利要求1所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，其特征在于，所述发动机燃料和氧化剂的混合比rm＝1.65时，所述δ的控制值为10°～18°。
4.根据权利要求5所述的防止液体火箭发动机喷注器面板被高温燃气烧蚀的方法，其特征在于，所述6的控制值＝15.7。
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Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008202542A (ja) * 2007-02-21 2008-09-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器及びロケットエンジン
CN106134392B (zh) * 2009-12-03 2013-12-11 上海空间推进研究所 一种双组元液体火箭发动机的喷注器喷注单元的编排方法
US20150240746A1 (en) * 2014-02-26 2015-08-27 Deepak Atyam Injector plate for a rocket engine
EP3026249A1 (en) * 2013-10-11 2016-06-01 IHI Corporation Gas generator
CN109595096A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 上海空间推进研究所 一种喷注器声腔热防护装置

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008202542A (ja) * 2007-02-21 2008-09-04 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 燃焼器及びロケットエンジン
CN106134392B (zh) * 2009-12-03 2013-12-11 上海空间推进研究所 一种双组元液体火箭发动机的喷注器喷注单元的编排方法
EP3026249A1 (en) * 2013-10-11 2016-06-01 IHI Corporation Gas generator
US20150240746A1 (en) * 2014-02-26 2015-08-27 Deepak Atyam Injector plate for a rocket engine
CN109595096A (zh) * 2018-12-03 2019-04-09 上海空间推进研究所 一种喷注器声腔热防护装置

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
刘晓伟等: "鲁泊数和孔径比对直流互击式喷注器性能的影响", 《火箭推进》 *
陈新华等: "《航天器推进理论》", 28 February 2014, 国防工业出版社 *

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