CN111594351B - 一种变推力针栓喷注器 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种变推力针栓喷注器，包括中心杆、壳体、底座和轴向移动机构；中心杆具有锥形头部，并能在轴向移动机构的驱动下，实现轴向往复运动；底座包括圆台尾部和套筒部；套筒部与中心杆之间形成内流道，内流道包括内流道集液腔、内流道收缩段和内流道扩口段；套筒部的头部内壁面设有收缩圆环，收缩圆环的头部内壁面设有扩口斜面，扩口斜面与锥形头部的锥面相交；套筒部与壳体之间形成外流道；圆台尾部设置有内流道入口和外流道入口，内流道入口连接液氧，外流道入口连接甲烷；圆台尾部与壳体尾部密封连接。本发明能有效改善贴壁流动的现象；同时设置压力腔，使得中心杆可以上下移动，实现变流量调节，提高了发动机的工作范围。
Description
技术领域
本发明涉及空间推进技术，特别是一种变推力针栓喷注器，主要应用在液氧、甲烷推进剂组合的推力可调的液体火箭发动机。
背景技术
针栓喷注器具有燃烧效率高、燃烧稳定，可适用性强，推力变比大，结构简单，成本低等优点。
现有技术中，针栓喷注器的主要存在如下技术问题，有待进行解决：
1、雾化角太小，内流道喷出的液体不能很好的扩散，容易发生贴壁流动现象，使得喷雾分布范围较小。
2、针栓喷注器的几何结构，尤其是出口处打开距离，对雾化结果影响很大。
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，而提供一种变推力针栓喷注器，该变推力针栓喷注器通过在针栓喷口处的特殊的几何结构，有效的改善了贴壁流动的现象；同时设置压力腔，使得中心杆可以上下移动，实现变流量调节，提高了发动机的工作范围。
为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：
一种变推力针栓喷注器，包括中心杆、壳体、底座和轴向移动机构。
中心杆、底座和壳体均为回转体，且从内至外依次同轴套设。
中心杆具有锥形头部，中心杆能在轴向移动机构的驱动下，实现轴向往复运动。
底座包括一体设置的圆台尾部和套筒部。
套筒部与中心杆之间形成内流道，内流道包括内流道集液腔、内流道收缩段和内流道扩口段。套筒部的头部内壁面设置有收缩圆环，位于收缩圆环以上的内流道形成内流道集液腔，收缩圆环与中心杆之间的内流道形成为内流道收缩段。收缩圆环的头部内壁面设置有扩口斜面，扩口斜面所在直线与锥形头部的锥面所在直线相交。扩口斜面与中心杆之间的内流道形成为内流道扩口段。扩口斜面顶端与锥形头部中锥面的轴向距离称为内流道出口距离。
套筒部与壳体之间形成外流道。
圆台尾部设置有内流道入口和外流道入口，内流道入口用于向内流道注入液氧，外流道入口用于向外流道注入甲烷。圆台尾部与壳体尾部密封连接。
当中心杆沿轴向往复运动时，内流道出口距离逐渐缩小或逐渐增大，使得液氧流量实现连续调节。
中心杆的尾端设置有圆柱尾部，圆柱尾部的直径大于中心杆的直径。
轴向移动机构包括端盖、弹簧和轴套。
端盖同轴套设在圆柱尾部的外周，且与底座密封连接。
圆柱尾部的外壁面与端盖的内壁面密封滑动连接。圆柱尾部将端盖内腔密封分割为伸缩腔和压力腔。
弹簧安装在伸缩腔内，能驱动中心杆轴向移动。
轴套密封滑动套设在中心杆外周，用于密封分隔压力腔和内流道集液腔。
压力腔与外接气源相连接。通过控制压力腔中的气体压力，进而驱动中心杆的轴向往复位移。
外流道包括外流道集液腔和外环缝。壳体的尾部设有至少两级台阶，其中，位于头部的一级台阶与套筒部之间形成为外流道集液腔，除外流道集液腔以外的外流道为外环缝。其余台阶与底座的圆台尾部形成迷宫密封。
外环缝的所有径向厚度相等。
扩口斜面与中心杆轴线之间形成锐形夹角，该锐形夹角为30度。
套筒部头部还具有水平设置的水平端面，该水平端面与扩口斜面顶端相连接。
本发明具有如下有益效果：
1、 本发明将针栓喷注器的内流道结构进行改进、设计，其中内流道扩口段的设置，使得液膜便于破碎，雾化效果好，有效的扩大了喷雾范围。本发明中内流道出口距离处的两个不平行锥面，当推进剂流经不平行锥面（流道面积发生改变），推进剂的流动状态发生变化，湍流度增加，在出来与另一种推进剂撞击时，更容易发生破碎，较少破碎的时间和破碎距离，使得燃烧提前完成，提高了燃烧效率。
2、本发明中轴向移动机构的设置，能使中心杆实现轴向往复运动，进而使得内流道出口距离发生变化，使得推力实现连续可调节，提高了液体火箭发动机的工作范围。本发明主要适用于液氧甲烷推进组合使用，具有5：1的推力调节能力。
附图说明
图1显示了本发明一种变推力针栓喷注器的结构示意图。
图2显示了本发明中的中心杆的结构示意图。
图3显示了本发明中底座的结构示意图。
图4显示了本发明中壳体的结构示意图。
图5显示了本发明中端盖的结构示意图。
其中有：
10.中心杆；11.锥形头部；111.锥面；12.圆柱尾部；
20.壳体；21.台阶；
30.底座；31.圆台尾部；311.内流道入口；312.外流道入口；312.迷宫槽；32.套筒部；321.收缩圆环；322.扩口斜面；323.水平端面；
40.内流道；
41.内流道集液腔；42.内流道收缩段；43.内流道扩口段；431.内流道出口距离；
50.外流道；51.外流道集液腔；52.外环缝；
60.轴向移动机构；61.端盖；611.充气口；62.弹簧；63.轴套；64.压力腔。
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。
本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。
如图1所示，一种变推力针栓喷注器，包括中心杆10、壳体20、底座30和轴向移动机构60。
中心杆、底座和壳体均为回转体，且从内至外依次同轴套设。
如图2所示，中心杆具有锥形头部11和圆柱尾部12。
锥形头部的锥面111与中心杆轴线之间的夹角优选为30度。
圆柱尾部的直径大于中心杆的直径。
中心杆能在轴向移动机构的驱动下，实现轴向往复运动。
轴向移动机构优选包括端盖61、弹簧62和轴套63。
端盖同轴套设在圆柱尾部的外周，且与底座密封连接。
圆柱尾部的外壁面与端盖的内壁面密封滑动连接。圆柱尾部将端盖内腔密封分割为伸缩腔和压力腔64。
弹簧安装在伸缩腔内，能驱动中心杆轴向移动。
轴套密封滑动套设在中心杆外周，用于密封分隔压力腔和以下的内流道集液腔。
压力腔与外接气源相连接，如图5所示，优选与压力腔正对的端盖侧壁设置有充气口611，通过充气口与外接气源相连接。通过控制压力腔中的气体压力，进而驱动中心杆的轴向往复位移。
作为替换，轴向移动机构也可以为现有技术中的其他机构。
如图3所示，底座包括一体设置的圆台尾部31和套筒部32。
套筒部与中心杆之间形成内流道40，内流道包括内流道集液腔41、内流道收缩段42和内流道扩口段43。
套筒部的头部内壁面设置有收缩圆环321，位于收缩圆环以上的内流道形成内流道集液腔，收缩圆环与中心杆之间的内流道形成为内流道收缩段。收缩圆环的头部内壁面设置有扩口斜面322，扩口斜面所在直线与锥形头部的锥面所在直线相交。扩口斜面与中心杆之间的内流道形成为内流道扩口段。扩口斜面顶端与锥形头部中锥面的轴向距离称为内流道出口距离431。
扩口斜面与中心杆轴线之间形成锐形夹角，该锐形夹角的优选角度30度。
进一步，套筒部头部还具有水平设置的水平端面323，该水平端面与扩口斜面顶端相连接。外流道的推进剂会在水平端面形成一个回流区，有利于两种推进剂的破碎，混合。
套筒部与壳体之间形成外流道50。
圆台尾部设置有内流道入口311、外流道入口312和迷宫槽313。
内流道入口用于向内流道注入液氧，外流道入口用于向外流道注入甲烷。圆台尾部与壳体尾部密封连接。
外流道包括外流道集液腔51和外环缝52。
如图4所示，壳体的尾部设有至少两级台阶21，优选为三级台阶。其中，位于头部的一级台阶与套筒部之间形成为外流道集液腔，除外流道集液腔以外的外流道为外环缝；其余台阶与底座中圆台尾部的迷宫槽之间形成迷宫密封。
进一步，外环缝的所有径向厚度均相等。
当中心杆沿轴向往复运动时，内流道出口距离逐渐缩小或逐渐增大，使得液氧流量实现连续调节。
液体火箭发动机的工作原理是推进剂中的氧化剂和燃烧剂在燃烧室中被点燃，推进剂的化学能转变为高温燃烧产物的热能，燃烧产物经过喷管，膨胀加速，最后以比声速高数倍的速度从喷管出口喷出。此时高温燃烧产物的热能便转换为出口处高速喷出的燃烧产物的动能。凭借这种动能对火箭发动机的反作用力推动火箭，最后转换为火箭飞行的动能。这里变推力这的是通过中心杆沿轴向往复运动，内流道出口距离逐渐缩小或逐渐增大，使得液氧流量实现连续调节。液氧流量的连续调节也会使的燃产生的热能发生连续变化，最后使得火箭得到的反作用力发生连续变化，既实现液体火箭发动机的推力发生连续变化。
本发明通过内流道的特殊几何结构，形成稳定的雾化效果，主要抑制了液体火箭发动机中不稳定现象的发生。具体为：通过不平行锥面的设计，增加推进剂的湍流度，增加了推进剂的不稳定性，在出来与另一种推进剂撞击时，更容易发生破碎，较少破碎的时间和破碎距离，使得燃烧提前完成，减少燃烧的时间。燃烧不稳定性主要指不均匀的燃烧，使得燃烧室内的压力发生周期性变化，从而引起燃烧的脉动，使得燃烧不稳定。这里通过减少燃烧时间和增大喷雾范围（使得燃烧更加均匀），减小燃烧的波动，提高了燃烧的稳定性。
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 (2)
1.一种变推力针栓喷注器，其特征在于：包括中心杆、壳体、底座和轴向移动机构；
中心杆、底座和壳体均为回转体，且从内至外依次同轴套设；
中心杆具有锥形头部，中心杆能在轴向移动机构的驱动下，实现轴向往复运动；
底座包括一体设置的圆台尾部和套筒部；
套筒部与中心杆之间形成内流道，内流道包括内流道集液腔、内流道收缩段和内流道扩口段；套筒部的头部内壁面设置有收缩圆环，位于收缩圆环以上的内流道形成内流道集液腔，收缩圆环与中心杆之间的内流道形成为内流道收缩段；收缩圆环的头部内壁面设置有扩口斜面，扩口斜面所在直线与锥形头部的锥面所在直线相交；扩口斜面与中心杆之间的内流道形成为内流道扩口段；扩口斜面顶端与锥形头部中锥面的轴向距离称为内流道出口距离；
扩口斜面与中心杆轴线之间形成锐形夹角，该锐形夹角为30度；
套筒部与壳体之间形成外流道；
圆台尾部设置有内流道入口和外流道入口，内流道入口用于向内流道注入液氧，外流道入口用于向外流道注入甲烷；圆台尾部与壳体尾部密封连接；
套筒部头部还具有水平设置的水平端面，水平端面与扩口斜面顶端相连接；外流道的推进剂会在水平端面形成一个回流区，有利于两种推进剂的破碎与混合；
外流道包括外流道集液腔和外环缝；壳体的尾部设有至少两级台阶，其中，位于头部的一级台阶与套筒部之间形成为外流道集液腔，除外流道集液腔以外的外流道为外环缝；其余台阶与底座的圆台尾部形成迷宫密封；
外环缝的所有径向厚度相等；
当中心杆沿轴向往复运动时，内流道出口距离逐渐缩小或逐渐增大，使得液氧流量实现连续调节，液氧流量的连续调节将会使燃烧产生的热能发生连续变化，最后使得火箭得到的反作用力发生连续变化，进而实现液体火箭发动机的推力具有5：1的连续变化调节能力；
内流道中不平行锥面的设计，能增加推进剂的湍流度，进而增加推进剂的不稳定性，从内流道喷出的液氧与甲烷撞击时，更容易发生破碎，减少破碎的时间和破碎距离，使得燃烧提前完成，减少燃烧时间；通过减少燃烧时间和增大喷雾范围，使得燃烧更加均匀，减小燃烧波动，提高燃烧稳定性，避免不均匀燃烧，所引起燃烧的脉动。
2.根据权利要求1所述的变推力针栓喷注器，其特征在于：中心杆的尾端设置有圆柱尾部，圆柱尾部的直径大于中心杆的直径；
轴向移动机构包括端盖、弹簧和轴套；
端盖同轴套设在圆柱尾部的外周，且与底座密封连接；
圆柱尾部的外壁面与端盖的内壁面密封滑动连接；圆柱尾部将端盖内腔密封分割为伸缩腔和压力腔；
弹簧安装在伸缩腔内，能驱动中心杆轴向移动；
轴套密封滑动套设在中心杆外周，用于密封分隔压力腔和内流道集液腔；
压力腔与外接气源相连接；通过控制压力腔中的气体压力，进而驱动中心杆的轴向往复位移。
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Families Citing this family (17)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN112177804B (zh) * | 2020-09-16 | 2021-10-29 | 上海空间推进研究所 | 适用于空间装置的低温发动机 |
| CN112610360B (zh) * | 2020-12-02 | 2022-04-01 | 中国人民解放军国防科技大学 | 液体火箭发动机及其针栓喷注器 |
| CN112253332B (zh) * | 2020-12-22 | 2021-04-06 | 西安空天引擎科技有限公司 | 一种单调变推大变比针栓式喷注器 |
| CN112855382B (zh) * | 2021-03-02 | 2022-03-08 | 北京航空航天大学 | 液氧煤油针栓喷注器 |
| CN112983680B (zh) * | 2021-03-02 | 2022-04-26 | 北京航空航天大学 | 一种磁致伸缩材料驱动的针栓喷注器调节机构 |
| 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 |
| CN113294264B (zh) * | 2021-04-16 | 2022-08-19 | 中国人民解放军战略支援部队航天工程大学 | 基于针栓喷注器的双组元变推力旋转爆震火箭发动机 |
| CN113389658B (zh) * | 2021-07-21 | 2022-08-26 | 北京航空航天大学 | 针栓式自适应变推力固液火箭发动机头部结构 |
| CN113756988B (zh) * | 2021-09-14 | 2022-07-05 | 中国科学院力学研究所 | 一种可调喷雾模式的变流量液体燃料针栓喷注器 |
| CN114109655A (zh) * | 2021-10-20 | 2022-03-01 | 余国平 | 一种液体火箭发动机变推力调节机电伺服机构 |
| CN114382613B (zh) * | 2022-01-17 | 2023-02-07 | 北京航空航天大学 | 过氧化氢全流量催化的可调气液针栓喷注系统 |
| CN114562389A (zh) * | 2022-03-21 | 2022-05-31 | 唐虎 | 一种含有稳定流量结构的液体火箭发动机针栓式喷注器 |
| CN114635811B (zh) * | 2022-03-21 | 2023-08-25 | 西安航天动力研究所 | 一种针栓式喷注器及推力室 |
| CN114607529A (zh) * | 2022-03-28 | 2022-06-10 | 唐虎 | 一种同轴多针栓式喷注单元液体火箭发动机喷注器 |
| CN114893327B (zh) * | 2022-04-15 | 2023-12-26 | 西安航天动力研究所 | 一种针栓喷注器外圈液膜均匀性检测方法 |
| CN114810421B (zh) * | 2022-06-28 | 2022-09-23 | 东方空间(西安)宇航技术有限公司 | 一种可调针栓喷注器及火箭发动机 |
| CN117846813B (zh) * | 2024-03-08 | 2024-05-17 | 北京未来宇航空间科技研究院有限公司 | 一种变推力的针栓喷注器及火箭发动机 |
Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2080416A (en) * | 1980-07-16 | 1982-02-03 | Lucas Industries Ltd | Fuel injection nozzle |
| CN203978642U (zh) * | 2014-06-13 | 2014-12-03 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | 一种大范围推力调节喷注器 |
| 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 |
| CN108286478A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-07-17 | 北京控制工程研究所 | 一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器 |
| KR101902818B1 (ko) * | 2017-07-27 | 2018-10-01 | 한국항공대학교산학협력단 | 젤 연료용 회전 핀틀 인젝터 |
| CN108844063A (zh) * | 2018-07-20 | 2018-11-20 | 西安航天动力研究所 | 一种用于高温纯空气蓄热式加热设备的空气/甲烷燃烧器 |
| 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 |
-
2020
- 2020-06-12 CN CN202010534508.5A patent/CN111594351B/zh active Active
Patent Citations (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| GB2080416A (en) * | 1980-07-16 | 1982-02-03 | Lucas Industries Ltd | Fuel injection nozzle |
| CN203978642U (zh) * | 2014-06-13 | 2014-12-03 | 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 | 一种大范围推力调节喷注器 |
| 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 |
| KR101902818B1 (ko) * | 2017-07-27 | 2018-10-01 | 한국항공대학교산학협력단 | 젤 연료용 회전 핀틀 인젝터 |
| CN108286478A (zh) * | 2017-12-20 | 2018-07-17 | 北京控制工程研究所 | 一种应用于双组元液体火箭发动机的预旋式针栓喷注器 |
| CN108844063A (zh) * | 2018-07-20 | 2018-11-20 | 西安航天动力研究所 | 一种用于高温纯空气蓄热式加热设备的空气/甲烷燃烧器 |
| 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 |
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| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN111594351A (zh) | 2020-08-28 |
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| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
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| GR01 | Patent grant | ||
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