CN112412661A - 火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构 - Google Patents

火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构 Download PDF

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刘昌国
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施浙杭
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杨成
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Abstract

本发明涉及航天器推进系统技术领域，涉及一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，可以将发动机燃烧室内部分隔成若干个区域，可以有效抑制切向和径向不稳定燃烧，与传统喷注器面隔板结构的功能类似。依据本发明的直流式喷注器燃烧场分区结构包括直流互击喷注区域、直流自击喷注区域、直流单孔喷注区，其中直流自击喷注区域和直流单孔喷注区域位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成若干个直流互击喷注区域。本发明喷注器零件数目少，产品固有可靠性高，因无传统喷注器隔板分区结构，喷注器面上无焊缝结构，也无需考虑隔板冷却设计；喷注器包络空间小且结构重量轻，利于发动机减重；喷注器加工、装配、测试工序简化，利于生产成本低。

Description

火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构
技术领域
本发明涉及航天器推进系统技术领域，具体涉及一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构。
背景技术
火箭发动机是用飞行器自身携带的推进剂作为工质的喷气发动机。推力室是火箭发动机的重要组件，主要由喷注器、燃烧室和喷管组成。液体推进剂，即为氧化剂和燃料，经过喷注器进入燃烧室，完成雾化、混合、燃烧过程，产生高温高压的燃气，燃气在喷管内将热能转化为动能，以很高的速度从喷管出口喷出。
对于直流式喷注器，喷注小孔的流道为直线且截面积保持不变的，这种直流式喷注器因结构简单、加工方便，广泛应用于各种推力的发动机，如美国的“三神(雷神、宇宙神、大力神)”、“F-1”、“H-1”等运载火箭的发动机均采用直流式喷注器。我国的大、中、小型推力的发动机也均由采用直流式喷注器。
在火箭发动机的设计研发过程中，燃烧不稳定是经常遇到的重大技术关键。其中，对于研制大推力的液体火箭发动机来说，必须要面对和克服的不稳定燃烧问题。世界各国对不稳定燃烧问题进行了大量的理论和试验研究，为了防止不稳定燃烧的发生，根据其耦合机理，采取针对性的措施削弱其耦合作用，以减少维持振荡的能量，如喷注器面隔板结构。隔板结构安装在喷注器面上，把燃烧过程分隔在若个区域完成，从而改变燃烧室内的声振特性，可以有效抑制切向和径向不稳定燃烧。
纵观国内外技术现状，未查阅到采用燃烧场分区的直流式喷注器，大推力的火箭发动机多采用喷注器面隔板结构抑制不稳定燃烧，大量实践证明，喷注器面隔板结构用于抑制破坏性较大的高频不稳定燃烧很有效的，因而获得广泛应用，但具有以下不足：1)喷注器零件数目较多；2)喷注器面上焊缝结构复杂；3)喷注器结构重量偏重；4)喷注器生产成本较高。
发明内容
本发明所要解决的技术问题是提供了一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，可以将发动机燃烧室内部分隔成若干个区域，可以有效抑制切向和径向不稳定燃烧，与传统喷注器面隔板结构的功能类似。
一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，包括直流互击喷注区域、直流自击喷注区域、直流单孔喷注区，所述直流自击喷注区域和直流单孔喷注区域位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成若干个直流互击喷注区域，所述直流互击喷注区域的数量范围3～12。
进一步，整个喷注器面上的直流互击喷注区域分为若干圈，每圈布置一定数量的直流互击喷注单元，每个直流互击喷注单元包括一个氧化剂孔和一个燃料孔；
进一步，直流自击喷注区域包括若干个直流自击喷注单元，每个直流自击喷注单元对称设计，包括2个氧化剂孔或是2个燃料孔；
进一步，直流单孔喷注区域包括若干个直流喷注单元，直流喷注单元为1个氧化剂孔或1个燃料孔；
进一步，同一径向直线上直流自击喷注单元的数量与直流喷注单元的数量之和，同直流互击喷注单元的圈数相等，即为直流互击喷注区域每圈直流互击喷注单元对应一个直流自击喷注单元或是一个直流喷注单元。
相对传统喷注器隔板分区结构，本发明具有以下优点：
1)喷注器零件数目少，产品固有可靠性高；
2)因无传统喷注器隔板分区结构，喷注器面上无焊缝结构，也无需考虑隔板冷却设计；
3)喷注器包络空间小且结构重量轻，利于发动机减重；
4)喷注器加工、装配、测试工序简化，利于生产成本低。
本发明拓展性强，可以直接应用于中、大型推力火箭发动机直流式喷注器，以提升发动机抑制不稳定燃烧的能力；另外，本发明对中、大型推力火箭发动机离心式喷注器和同轴式喷注器设计也具有一定的借鉴意义。
附图说明
图1是本发明实施例火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构示意图；
图2是图1中实施例的A-A剖面局部放大图；
图3是图1中实施例的B-B剖面局部放大图；
图4是图1中实施例的C-C剖面局部放大图；
图5是图1中实施例应用后燃烧场分区效果示意图。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细说明。图中标记为：1—直流互击喷注区域，2—直流自击喷注区域，3—直流单孔喷注区，11—直流互击喷注单元，21—直流自击喷注单元，31—直流喷注单元，111—直流互击喷注单元氧化剂孔，112—直流互击喷注单元的燃料孔，211—直流自击喷注单元孔一，212—直流自击喷注单元孔二，311—直流喷注单元的单孔，O—喷注器氧化剂流道，F—喷注器燃料流道。
参见图1，火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构包括直流互击喷注区域1、直流自击喷注区域2、直流单孔喷注区3，其中直流自击喷注区域2和直流单孔喷注区域3位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成6个完全相同的直流互击喷注区域1。整个喷注器面上的直流互击喷注区域1分为3圈，内圈布置24个直流互击喷注单元11，中圈布置42个直流互击喷注单元11，外圈布置90个直流互击喷注单元11。整个喷注器面上共有6个直流自击喷注区域2，每个直流自击喷注区域2包括2个直流自击喷注单元21，分别位于外圈和中圈附近。整个喷注器面上共有6个直流单孔喷注区3，每个直流单孔喷注区3仅有1个直流喷注单元31，位于内圈附近。
参见图2，每个直流互击喷注单元11包括一个直流互击喷注单元氧化剂孔111和一个直流互击喷注单元燃料孔112，直流互击喷注单元氧化剂孔111和直流互击喷注单元燃料孔112的孔径和(相对喷注器轴线)角度均可按照常规直流式喷注器规范设计。本发明实施例中，直流互击喷注单元氧化剂孔111的直径为0.7mm，(相对喷注器轴线)角度为40°；直流互击喷注单元燃料孔112的孔径为0.6mm，(相对喷注器轴线)角度为45°。
每个直流自击喷注单元21均对称设计，包括2个氧化剂孔或是2个燃料孔。参见图3，本实施例中，外圈附近的直流自击喷注单元21包括直流自击喷注单元孔一211和直流自击喷注单元孔二212，直流自击喷注单元孔一211和直流自击喷注单元孔二212均为燃料孔，孔径为0.5mm，(相对其对称面)角度为10°。中圈附件的直流自击喷注单元21均为氧化剂孔，其直流自击喷注单元孔一211和直流自击喷注单元孔二212的孔径为0.7mm，(相对对称面)的角度为5°。
本实施例中，每个直流单孔喷注区3仅包括1个直流喷注单元31，位于内圈附件。参见图4，每个直流喷注单元31为1个直流喷注单元的单孔311，为燃料孔，孔径为1.0mm，(相对喷注器轴线)角度为15°。
在本实施例中，同一径向直线上直流自击喷注单元21的数量为2，直流喷注单元的数量为1，而直流互击喷注区域的圈数为3，满足：同一径向直线上直流自击喷注单元21的数量与直流喷注单元31的数量之和，同直流互击喷注单元11的圈数相等。
参见图5，采用本实施例，发动机热试车结束后喷管出口内壁形成6条均布的条纹，与直流式喷注器燃烧场分区结构一一对应，可实现发动机燃烧室内部分隔成6个区域，改变燃烧室内的声振特性，可有效抑制切向和径向不稳定燃烧。

Claims (9)

1.一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，包括直流互击喷注区域、直流自击喷注区域、直流单孔喷注区；
所述直流自击喷注区域和直流单孔喷注区域位于过喷注器面中心的同一直线上，将喷注器分隔成若干个直流互击喷注区域，所述直流互击喷注区域的数量范围3～12。
2.如权利要求1所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，同一径向直线上直流自击喷注单元的数量与直流喷注单元的数量之和，同直流互击喷注单元的圈数相等，直流互击喷注单元的圈数范围2-6，自击喷注单元的数量范围0-6，直流喷注单元的数量0-6。
3.如权利要求2所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，喷注器分隔成6个完全相同的直流互击喷注区域。
4.如权利要求3所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，所述直流互击喷注区域分为3圈，内圈布置24个直流互击喷注单元，中圈布置42个直流互击喷注单元，外圈布置90个直流互击喷注单元。
5.如权利要求4所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，设有6个直流自击喷注区域，每个直流自击喷注区域包括2个直流自击喷注单元，分别位于外圈和中圈附近。
6.如权利要求5所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，设有6个直流单孔喷注区，每个直流单孔喷注区仅有1个直流喷注单元，位于内圈附近。
7.如权利要求6所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，所述直流自击喷注单元均对称设计，包括2个氧化剂孔或是2个燃料孔。
8.如权利要求7所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，外圈附近的直流自击喷注单元包括直流自击喷注单元孔一和直流自击喷注单元孔二，所述直流自击喷注单元孔一和直流自击喷注单元孔二的孔径和角度可以不同，孔径范围0.2～2mm，角度范围5°～40°。
9.如权利要求7所述的一种火箭发动机直流式喷注器燃烧场分区结构，其特征在于，直流喷注单元为1个直流喷注单元的单孔，为燃料孔，单孔孔径范围0.2～2mm，相对喷注器轴线角度范围5°～40°。
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114382614A (zh) * 2022-03-02 2022-04-22 北京星际荣耀科技有限责任公司 一种喷注器和发动机及飞行器

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2933743A1 (fr) * 2008-07-11 2010-01-15 Snecma Dispositif d'injection de biergol a debit modulable.
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
CN107956601A (zh) * 2017-06-15 2018-04-24 葛明龙 一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室
CN108953002A (zh) * 2018-06-12 2018-12-07 葛明龙 用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室
CN209414006U (zh) * 2019-02-01 2019-09-20 重庆零壹空间航天科技有限公司 一种发动机推力室喷注器
CN111307465A (zh) * 2020-03-02 2020-06-19 北京航天动力研究所 一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置
DE102019110258A1 (de) * 2019-04-15 2020-10-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Injektorvorrichtung für eine Triebwerksvorrichtung, Triebwerksvorrichtung und Luft- und/oder Raumfahrzeug

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2933743A1 (fr) * 2008-07-11 2010-01-15 Snecma Dispositif d'injection de biergol a debit modulable.
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
CN107956601A (zh) * 2017-06-15 2018-04-24 葛明龙 一组用排放再生冷却隔板的大直径火箭推力室
CN108953002A (zh) * 2018-06-12 2018-12-07 葛明龙 用直流式头部和冷却排放隔板的系列火箭推力室
CN209414006U (zh) * 2019-02-01 2019-09-20 重庆零壹空间航天科技有限公司 一种发动机推力室喷注器
DE102019110258A1 (de) * 2019-04-15 2020-10-15 Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V. Injektorvorrichtung für eine Triebwerksvorrichtung, Triebwerksvorrichtung und Luft- und/oder Raumfahrzeug
CN111307465A (zh) * 2020-03-02 2020-06-19 北京航天动力研究所 一种实现燃烧和传热技术集成验证的多功能试验装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
J.A.MUSS等: "液氧/烃喷注器的性能与稳定性特性", 《国外导弹与航天运载器》 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114382614A (zh) * 2022-03-02 2022-04-22 北京星际荣耀科技有限责任公司 一种喷注器和发动机及飞行器

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