CN112746910A - 一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器 - Google Patents

一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器 Download PDF

Info

Publication number
CN112746910A
CN112746910A CN202011181306.3A CN202011181306A CN112746910A CN 112746910 A CN112746910 A CN 112746910A CN 202011181306 A CN202011181306 A CN 202011181306A CN 112746910 A CN112746910 A CN 112746910A
Authority
CN
China
Prior art keywords
injector
fuel
nozzle
oxidant
cylindrical section
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202011181306.3A
Other languages
English (en)
Inventor
孔维鹏
潘刚
刘红珍
刘倩
张晋博
张亚
韩长霖
潘亮
谢恒�
丁兆波
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beijing Aerospace Propulsion Institute
Original Assignee
Beijing Aerospace Propulsion Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beijing Aerospace Propulsion Institute filed Critical Beijing Aerospace Propulsion Institute
Priority to CN202011181306.3A priority Critical patent/CN112746910A/zh
Publication of CN112746910A publication Critical patent/CN112746910A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/52—Injectors
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for

Abstract

本发明一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，包括：喷注器壳体2、面板3、若干个燃料喷嘴5和若干个节流环11；氧化剂自若干节流环11进入喷注器内，分别流经若干氧化剂喷嘴1，喷入燃烧室4。燃料自燃料入口9进入燃料腔8，流经若干燃料喷嘴5的径向孔7进入燃料喷嘴5和氧化剂喷嘴1之间的喷嘴间隙6，最终进入燃烧室4。氧化剂和燃料在燃烧室4中雾化、混合、燃烧，产生推力，抑制高频不稳定燃烧。

Description

一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器
技术领域
本发明涉及一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，属于液体火箭发动机推力室喷注器技术领域。
背景技术
液体火箭发动机的喷注器将推进剂以适当的比例和状态喷入燃烧室，以产生一个高效、稳定的燃烧过程。传统液体火箭发动机喷注器上一般安装多个按一定规律排列的喷嘴。传统氧化剂喷嘴一般采用等长度设计，为避免喷注耦合高频不稳定燃烧的发生，实现氧化剂喷嘴与燃烧室声学频率错频，需要通过大量仿真和试验确定氧化剂喷嘴最佳长度。而当发动机工况发生变化时，氧化剂喷嘴和燃烧室的声学频率仍存在耦合的风险，从而导致高频不稳定燃烧的发生。
发明内容
本发明解决的技术问题为：克服上述现有技术的不足，提供一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，提供了一种变长度氧化剂喷嘴、可调节节流环、变截面燃料入口的喷注器设计，能够抑制高频不稳定燃烧。
本发明解决的技术方案为：一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，包括：氧化剂喷嘴(1)、喷注器壳体(2)、面板(3)、多个燃料喷嘴(5)、多个节流环(11)；
喷注器壳体(2)，包括上表面、下表面、侧面和中心管；喷注器壳体 (2)的下表面为开放的平面；
侧面为弧线段绕中心管旋转形成的具有开口的不完全回转体，上表面为锥形面，锥形面的锥尖朝向喷注器壳体(2)的下表面；侧面的开口连接燃料腔(8)，燃料腔(8)上设有燃料入口(9)；
喷注器壳体(2)的上表面边缘与侧面的上边缘之间设有过渡平面；
中心管为中空圆柱形，中心管的中轴线与上表面的中心轴线重合；中心管的中空部分与喷注器壳体(2)侧面形成的具有开口的不完全回转体形成的内腔不连通；
氧化剂喷嘴(1)，包括：第一中空圆柱段和第二中空圆柱段、第三中空圆柱段；第一中空圆柱段和第二中空圆柱段、第三中空圆柱段同轴；
第二中空圆柱段的一端与第三圆柱段的一端相连，第三圆柱段的另一端设置节流环(11)；第二中空圆柱段的另一端与第一中空圆柱段的一端连接，第一中空圆柱段的另一端为自由端；
第二中空圆柱段外壁设有外螺纹，第三中空圆柱段的外径大于第二中空圆柱段的外径，第二中空圆柱段的外径大于第一中空圆柱段的外径；第三中空圆柱段的内径、第二中空圆柱段的内径与第一中空圆柱段的内径相同；
第三中空圆柱体的另一端位于喷注器壳体(2)的上表面，第三中空圆柱体的自由端靠近喷注器壳体(2)的下表面；
氧化剂喷嘴(1)的中空部分，贯通喷注器壳体(2)上表面和下表面；
氧化剂喷嘴(1)的中空部分与喷注器壳体(2)侧面形成的具有开口的不完全回转体形成的内腔为独立腔体；
氧化剂喷嘴(1)为多个，设置于喷注器壳体(2)的具有开口的不完全回转体形成的内腔内，且绕中心管排布；
节流环(11)为中空圆柱，位于氧化剂喷嘴(1)靠近喷注器壳体(2) 上表面的一端，每个氧化剂喷嘴(1)上设置一个节流环(11)；节流环(11) 的中心轴线与氧化剂喷嘴(1)的中心轴线重合；
燃料喷嘴(5)为中空圆柱体，一端设有内螺纹，与氧化剂喷嘴(1)的第二中空圆柱体的外螺纹配合，实现氧化剂喷嘴(1)与燃料喷嘴5的连接；
燃料喷嘴(5)的侧壁设有多排径向孔(7)；径向孔沿轴向的位置位于氧化剂喷嘴(1)的第一中空圆柱体对应的位置，靠近第二中空圆柱体；燃料喷嘴(5)的另一端设置有沿径向凸起的环形凸台，用于对面板3进行限位；燃料喷嘴(5)的侧壁与氧化剂喷嘴(1)的第一中空圆柱体的外壁之间形成喷嘴间隙(6)，作为燃料环缝流道；
面板(3)上设有多个圆形通孔。
优选的，面板(3)上设有的多个圆形通孔的直径与燃料喷嘴(5)的外径匹配；
优选的，氧化剂喷嘴(1)的中心轴线平行于中心管的中心轴线；
优选的，氧化剂喷嘴(1)的第三中空圆柱体的另一端与喷注器壳体(2) 的上表面连接，且一体成型。
优选的，过中心管的中心轴线对喷注器壳体(2)进行剖切形成的剖面上，设中心管的中心轴线与喷注器壳体(2)的锥形面形成夹角，设该夹角为α。
优选的，喷注器壳体(2)的过度平面能够与顶盖(12)配合，顶盖为半球形，半球形顶盖上开有氧化剂进口(13)，顶盖的顶部设有通孔，使中心管穿出顶盖(12)外，中心管的外壁与顶盖密封连接；喷注器壳体(2) 的上表面与顶盖(12)之间形成的腔体为氧化剂腔(10)，氧化剂腔(10) 与中心管的中空部分不连通。
优选的，喷注器壳体(2)的侧面下边缘能够连接燃烧室(4)，燃烧室 (4)为两端开放的中空圆柱体，其中一个开放端与喷注器壳体(2)的侧面下边缘连接。
优选的，氧化剂自若干节流环(11)进入各氧化剂喷嘴(1)内，分别流经若干氧化剂喷嘴(1)，喷入燃烧室(4)。燃料自燃料入口(9)进入燃料腔(8)，流经若干燃料喷嘴5的径向孔7进入燃料喷嘴5和氧化剂喷嘴1之间的喷嘴间隙6，最终进入燃烧室4。氧化剂和燃料在燃烧室4中雾化、混合、燃烧，产生推力。
优选的，燃料入口(9)为环形跑道形状，包括第一直线段、第二直线段、第一弧线段、第二弧线段；
第一直线段的一端与第一弧线段的一端连接，第一直线段的另一端与第二弧线段的一端连接，第一弧线段的另一端与第二直线段的一端连接，第二弧线段的另一端与第二直线段的另一端连接。
第一直线段、第二直线段、第一弧线段、第二弧线段共同形成封闭的环形跑道形状。
本发明与现有技术相比的优点在于：
(1)本发明在结构设计上保证在变工况时氧化剂喷嘴声学频率与燃烧室声学频率实现错频。为此，氧化剂喷嘴设计成变长度结构，并将节流环设计成可调节结构，实现声学频率的错频。此外，为保证燃烧室内的燃烧稳定，将燃料入口设计成变截面结构，提高燃料喷嘴出口流量均匀性，保证喷嘴出口均一混合比，从而实现高效稳定燃烧。
(2)本发明涉及的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，采用变长度氧化剂喷嘴结构，实现各圈氧化剂喷嘴声学频率与燃烧室声学频率错频，从而达到了抑制高频不稳定燃烧的目的。
(3)本发明涉及一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，采用可调节节流环结构，通过调整节流环的旋入深度来调整同一圈喷嘴的声学频率，从而进一步调节与燃烧室声学频率的错频幅度，达到抑制高频不稳定燃烧。
(4)本发明涉及的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，采用变截面燃料入口结构，提高了燃料喷嘴出口流量均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧。
(5)本发明涉及的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，喷注器壳体采用增材制造技术一体成型，加工时间短，氧化剂喷嘴与喷注器壳体间无需使用焊接等方式实现固定，减少了氧化剂与燃料窜腔的风险，提高了喷注器的可靠性。
(6)本发明涉及的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，燃料喷嘴与氧化剂喷嘴之间采用螺纹连接，提高了喷嘴间隙的均匀性。
附图说明
图1为喷注器主视图
图2为喷注器C-C剖视图；
图3本发明喷注器右视图
图4本发明燃料喷嘴局部视图
图5本发明节流环局部视图。
其中，1.氧化剂喷嘴；2.喷注器壳体；3.面板；4.燃烧室；5.燃料喷嘴； 6.喷嘴间隙；7.径向孔；8.燃料腔；9.燃料入口；10.氧化剂腔；11.节流环； 12.顶盖；13.氧化剂进口。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。
本发明一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，包括：喷注器壳体2、面板 3、若干个燃料喷嘴5和若干个节流环11；氧化剂自若干节流环11进入喷注器内，分别流经若干氧化剂喷嘴1，喷入燃烧室4。燃料自燃料入口9进入燃料腔8，流经若干燃料喷嘴5的径向孔7进入燃料喷嘴5和氧化剂喷嘴 1之间的喷嘴间隙6，最终进入燃烧室4。氧化剂和燃料在燃烧室4中雾化、混合、燃烧，产生推力，抑制高频不稳定燃烧。
本发明提出了一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，适用于液体火箭发动机中抑制喷注耦合高频不稳定燃烧，实现了氧化剂喷嘴与燃烧室声学频率错频，减少了研制试验次数，降低了研制成本。
本发明的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，如图1所示，氧化剂喷嘴 (1)、喷注器壳体(2)、面板(3)、多个燃料喷嘴(5)、多个节流环(11)。
喷注器壳体(2)，包括上表面、下表面、侧面和中心管；喷注器壳体 (2)的下表面为开放的平面；
喷注器壳体(2)的侧面为弧线段绕中心管旋转形成的具有开口的不完全回转体，上表面为锥形面，锥形面的锥尖朝向喷注器壳体(2)的下表面；侧面的开口连接燃料腔(8)，燃料腔(8)上设有燃料入口(9)；
喷注器壳体(2)的上表面边缘与侧面的上边缘之间设有过渡平面；
中心管为中空圆柱形，中心管的中轴线与上表面的中心轴线重合；中心管的中空部分与喷注器壳体(2)侧面形成的具有开口的不完全回转体形成的内腔不连通。中心管的作用为将火药或火炬点火器的燃气通过中心管引入燃烧室，从而点燃氧化剂和燃料的混合物。
氧化剂喷嘴(1)，包括：第一中空圆柱段和第二中空圆柱段、第三中空圆柱段；第一中空圆柱段和第二中空圆柱段、第三中空圆柱段同轴；
第二中空圆柱段的一端与第三圆柱段的一端相连，第三圆柱段的另一端设置节流环(11)；第二中空圆柱段的另一端与第一中空圆柱段的一端连接，第一中空圆柱段的另一端为自由端；
第二中空圆柱段外壁设有外螺纹，第三中空圆柱段的外径大于第二中空圆柱段的外径，第二中空圆柱段的外径大于第一中空圆柱段的外径；第三中空圆柱段的内径、第二中空圆柱段的内径与第一中空圆柱段的内径相同；
第三中空圆柱体的另一端位于喷注器壳体(2)的上表面，第三中空圆柱体的自由端靠近喷注器壳体(2)的下表面；
氧化剂喷嘴(1)的中空部分，贯通喷注器壳体(2)上表面和下表面；
氧化剂喷嘴(1)的中空部分与喷注器壳体(2)侧面形成的具有开口的不完全回转体形成的内腔为独立腔体；
氧化剂喷嘴(1)为多个，设置于喷注器壳体(2)的具有开口的不完全回转体形成的内腔内，且绕中心管排布；
节流环(11)为中空圆柱，位于氧化剂喷嘴(1)靠近喷注器壳体(2) 上表面的一端，每个氧化剂喷嘴(1)上设置一个节流环(11)；节流环(11) 的中心轴线与氧化剂喷嘴(1)的中心轴线重合。设节流环(11)的高度为 h1，节流环(11)中空部分的直径为d1，氧化剂喷嘴(1)中空部分直径为d2，优选满足0.6≤(d1×d2-d12)/h1≤1优选条件，以进一步保证节流环的节流能力以及相应的结构强度。
如图4所示，燃料喷嘴(5)为中空圆柱体，一端设有内螺纹，与氧化剂喷嘴(1)的第二中空圆柱体的外螺纹配合，实现氧化剂喷嘴(1)与燃料喷嘴(5)的连接；
燃料喷嘴(5)的侧壁设有多排径向孔(7)；径向孔沿轴向的位置位于氧化剂喷嘴(1)的第一中空圆柱体对应的位置，靠近第二中空圆柱体；燃料喷嘴(5)的另一端设置有沿径向凸起的环形凸台，用于对面板3进行限位；燃料喷嘴(5)的侧壁与氧化剂喷嘴(1)的第一中空圆柱体的外壁之间形成喷嘴间隙(6)，作为燃料环缝流道；设径向孔(7)的内径为ΦD，喷嘴间隙(6)宽度为L3，优选满足0.5≤ΦD/L3≤0.8的优选范围，以进一步保证燃料喷嘴(5)出口流量均匀性，并起到防止多余物的作用。
面板(3)上设有多个圆形通孔；
面板(3上)设有的多个圆形通孔的直径与燃料喷嘴(5)的外径匹配；
氧化剂喷嘴(1)的中心轴线平行于中心管的中心轴线；
氧化剂喷嘴(1)的第三中空圆柱体的另一端与喷注器壳体(2)的上表面连接，且一体成型。
过中心管的中心轴线对喷注器壳体(2)进行剖切形成的剖面上，设中心管的中心轴线与喷注器壳体(2)的锥形面形成夹角；设该夹角为α，满足15°≤α≤25°的优选范围，实现调整氧化剂喷嘴长度的目的。
喷注器壳体(2)的过渡平面能够与顶盖(12)配合，顶盖为半球形，半球形顶盖上开有氧化剂进口(13)，顶盖的顶部设有通孔，使中心管穿出顶盖(12)外，中心管的外壁与顶盖密封连接；喷注器壳体(2)的上表面与顶盖(12)之间形成的腔体为氧化剂腔(10)，氧化剂腔(10)与中心管的中空部分不连通；
喷注器壳体(2)的侧面下边缘能够连接燃烧室(4)，燃烧室(4)为两端开放的中空圆柱体，其中一个开放端与喷注器壳体(2)的侧面下边缘连接。
氧化剂自氧化剂入口(13)进入氧化剂腔(10)，经若干节流环(11) 进入各氧化剂喷嘴(1)内，分别流经若干氧化剂喷嘴(1)，喷入燃烧室(4)。燃料自燃料入口(9)进入燃料腔(8)，流经若干燃料喷嘴(5)的径向孔 (7)进入燃料喷嘴(5)和氧化剂喷嘴(1)之间的喷嘴间隙(6)，最终进入燃烧室(4)。氧化剂和燃料在燃烧室(4)中雾化、混合、燃烧。
如图2所示，燃料入口(9)与喷注器壳体(2)侧面采用圆滑过渡连接，设过渡圆弧半径为R1，燃料入口(9)的宽度为L2，满足优选条件： R1/L2＝1～1.2，可以进一步降低燃料流速，提高燃料喷嘴出口均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧。
如图3所示，燃料入口(9)为环形跑道形状，包括第一直线段、第二直线段、第一弧线段、第二弧线段；
第一直线段的一端与第一弧线段的一端连接，第一直线段的另一端与第二弧线段的一端连接，第一弧线段的另一端与第二直线段的一端连接，第二弧线段的另一端与第二直线段的另一端连接。
第一直线段、第二直线段、第一弧线段、第二弧线段共同形成封闭的环形跑道形状。设燃料入口(9)的高度为L1，宽度为L2，燃料流量为M，燃料密度为ρr，优选满足优选条件：25≤M/(ρr×(L1×L2-0.21×L12)) ≤40，以进一步降低燃料流速，提高燃料喷嘴出口均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧。
优选方案为：如图1所示，氧化剂喷嘴(1)的长度从内圈至外圈呈现增大的趋势，通过变长度的氧化剂喷嘴(1)实现各圈喷嘴声学频率与燃烧室声学频率错频，从而达到抑制喷注耦合高频不稳定燃烧的目的。
优选方案为：如图1所示，氧化剂喷嘴(1)和喷注器壳体(2)采用增材制造技术一体成型，消除氧化剂喷嘴和喷注器壳体之间的焊缝，避免出现氧化剂和燃料出现串腔爆炸的风险，提高结构可靠性。
优选方案为：如图1所示，喷注器壳体(2)侧面为弧线段绕中心管旋转形成的具有开口的不完全回转体，以增大燃料腔(8)的体积，降低燃料在燃料腔(8)内的流速，以提高燃料喷嘴(5)出口的流量均匀性。
优选方案为：如图2所示，喷注器壳体(2)与燃料入口(9)之间通过圆滑过渡连接，以降低燃料流速，提高燃料喷嘴出口均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧。
优选方案为：如图3所示，燃料入口(9)为环形跑道形状，可以提高燃料入口(9)的强度和刚度。
优选方案为：如图4所示，氧化剂喷嘴(1)和燃料喷嘴(5)之间通过螺纹连接，避免传统喷注器钎焊引起的热变形，保证喷嘴间隙(6)的均匀一致。
优选方案为：如图5所示，节流环(11)与氧化剂喷嘴(1)之间通过螺纹连接，可以调节节流环(11)的旋入深度，从而实现氧化剂喷嘴声学频率的微调，进一步抑制喷注耦合高频不稳定燃烧。
如图1所示，本发明提供的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器为变长度氧化剂喷嘴、可调节节流环深度、变截面燃料入口结构。
如图1所示，本发明包括喷注器壳体(2)、面板(3)、多个燃料喷嘴 (5)和多个节流环(11)等结构，其中喷注器壳体(2)、氧化剂喷嘴(1) 采用增材制造技术一体成型，喷注器壳体(2)和面板(3)之间采用焊接方式连接，喷注器壳体(2)和节流环(11)之间采用螺纹连接，氧化剂喷嘴 (1)和燃料喷嘴(5)之间采用螺纹连接。
如图1所示，氧化剂自氧化剂入口(13)进入氧化剂腔(10)，经若干节流环(11)进入各氧化剂喷嘴(1)内，分别流经若干氧化剂喷嘴(1)，喷入燃烧室(4)。燃料自燃料入口(9)进入燃料腔(8)，流经若干燃料喷嘴(5)的径向孔(7)进入燃料喷嘴(5)和氧化剂喷嘴(1)之间的喷嘴间隙(6)，最终进入燃烧室(4)。氧化剂和燃料在燃烧室(4)中雾化、混合、燃烧。
如图1所示，本发明通过采用变长度氧化剂喷嘴，实现各圈喷嘴声学频率与燃烧室声学频率错频，从而达到抑制喷注耦合高频不稳定燃烧的目的。通过调整喷注器壳体(2)的锥形面与中心轴线的角度α，实现调整氧化剂喷嘴长度的目的，角度α优选满足15°≤α≤25°的优选范围，进一步提高喷注效果。
如图1所示，本发明通过调整节流环(11)在氧化剂喷嘴(1)中的旋入深度，实现同一圈喷嘴声学频率的微调，从而进一步调节与燃烧室声学频率错频幅度。节流环(11)在氧化剂喷嘴(1)中的旋入深度L4优选范围为 0mm～3mm，进一步提高喷注效果。
优选方案为：如图3所示，燃料入口(9)为环形跑道形状，设燃料入口(9)的高度为L1，宽度为L2，燃料流量为M，燃料密度为ρr，满足优选条件：25≤M/(ρr×(L1×L2-0.21×L12))≤40。如图2所示，燃料入口(9)与喷注器壳体(2)侧面通过圆滑过渡连接，设过渡圆弧半径为R1，燃料入口(9)的宽度为L2，满足优选条件：R1/L2＝1～1.2，可以进一步降低燃料流速，提高燃料喷嘴出口均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧。
如图2所示，本发明提供的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器的喷嘴圈数优选为4～7圈，采用同心圆排列。
如图5所示，本发明氧化剂喷嘴(1)和燃料喷嘴(5)通过螺纹连接，避免传统喷注器钎焊引起的热变形，保证喷嘴间隙(6)的均匀一致。
如图5所示，本发明燃料喷嘴(5)的径向孔(7)内径ΦD与喷嘴间隙 (6)宽度L3之间优选满足0.5≤ΦD/L3≤0.8的优选范围，以进一步保证燃料喷嘴(5)出口流量均匀性，并起到防止多余物的作用。
本发明实现喷注器稳定性提高的方案：设氧化剂的声速为a，第i圈氧化剂喷嘴长度为Li，与之相邻的外圈氧化剂喷嘴长度为Li+1，k1为加权系数，取150～250，则满足优选约束条件a×Li/(Li+1×(a-k1×Li))＜1，能够进一步分散氧化剂喷嘴之间的频率，进一步提高抑制喷注耦合高频不稳定燃烧的能力。
本发明实现喷注器效率提高的方案：设节流环(11)的高度为h1，节流环(11)中空部分的直径为d1，氧化剂喷嘴(1)中空部分直径为d2，满足0.6≤(d1×d2-d12)/h1≤1优选条件，能够提高节流环的节流能力，提高喷注器效率。
本发明实现喷注器效率提高的方案：设径向孔(7)的内径为ΦD，喷嘴间隙(6)宽度为L3，满足0.5≤ΦD/L3≤0.8的优选范围，能够提高燃料喷嘴(5)出口流量均匀性，提高喷注器效率。
本发明实现喷注器效率提高的方案：设燃料入口(9)的高度为L1，宽度为L2，燃料流量为M，燃料密度为ρr，满足优选条件：25≤M/(ρr×(L1 ×L2-0.21×L12))≤40，能够提高燃料喷嘴出口均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧。
本发明提供的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器经热试验考核验证，实现了氧化剂喷嘴和燃烧室声学频率的错频，能够实现抑制高频不稳定燃烧的目标。
本发明在结构设计上保证在变工况时氧化剂喷嘴声学频率与燃烧室声学频率实现错频。为此，氧化剂喷嘴设计成变长度结构，并将节流环设计成可调节结构，实现声学频率的错频。此外，为保证燃烧室内的燃烧稳定，将燃料入口设计成变截面结构，提高燃料喷嘴出口流量均匀性，保证喷嘴出口均一混合比，从而实现高效稳定燃烧。
本发明涉及的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，采用变长度氧化剂喷嘴结构，实现各圈氧化剂喷嘴声学频率与燃烧室声学频率错频，从而达到了抑制高频不稳定燃烧的目的，本发明涉采用可调节节流环结构，通过调整节流环的旋入深度来调整同一圈喷嘴的声学频率，从而进一步调节与燃烧室声学频率的错频幅度，达到抑制高频不稳定燃烧，且本发明的喷注器，燃料喷嘴与氧化剂喷嘴之间采用螺纹连接，提高了喷嘴间隙的均匀性。
本发明涉的喷注器，采用变截面燃料入口结构，提高了燃料喷嘴出口流量均匀性，有助于喷注器组织氧化剂和燃料高效稳定燃烧；本发明的喷注器，喷注器壳体采用增材制造技术一体成型，加工时间短，氧化剂喷嘴与喷注器壳体间无需使用焊接等方式实现固定，减少了氧化剂与燃料窜腔的风险，提高了喷注器的可靠性。

Claims (9)

1.一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于包括：氧化剂喷嘴(1)、喷注器壳体(2)、面板(3)、多个燃料喷嘴(5)、多个节流环(11)；
喷注器壳体(2)，包括上表面、下表面、侧面和中心管；喷注器壳体(2)的下表面为开放的平面；
侧面为弧线段绕中心管旋转形成的具有开口的不完全回转体，上表面为锥形面，锥形面的锥尖朝向喷注器壳体(2)的下表面；侧面的开口连接燃料腔(8)，燃料腔(8)上设有燃料入口(9)；
喷注器壳体(2)的上表面边缘与侧面的上边缘之间设有过渡平面；
中心管为中空圆柱形，中心管的中轴线与上表面的中心轴线重合；中心管的中空部分与喷注器壳体(2)侧面形成的具有开口的不完全回转体形成的内腔不连通；
氧化剂喷嘴(1)，包括：第一中空圆柱段和第二中空圆柱段、第三中空圆柱段；第一中空圆柱段和第二中空圆柱段、第三中空圆柱段同轴；
第二中空圆柱段的一端与第三圆柱段的一端相连，第三圆柱段的另一端设置节流环(11)；第二中空圆柱段的另一端与第一中空圆柱段的一端连接，第一中空圆柱段的另一端为自由端；
第二中空圆柱段外壁设有外螺纹，第三中空圆柱段的外径大于第二中空圆柱段的外径，第二中空圆柱段的外径大于第一中空圆柱段的外径；第三中空圆柱段的内径、第二中空圆柱段的内径与第一中空圆柱段的内径相同；
第三中空圆柱体的另一端位于喷注器壳体(2)的上表面，第三中空圆柱体的自由端靠近喷注器壳体(2)的下表面；
氧化剂喷嘴(1)的中空部分，贯通喷注器壳体(2)上表面和下表面；
氧化剂喷嘴(1)的中空部分与喷注器壳体(2)侧面形成的具有开口的不完全回转体形成的内腔为独立腔体；
氧化剂喷嘴(1)为多个，设置于喷注器壳体(2)的具有开口的不完全回转体形成的内腔内，且绕中心管排布；
节流环(11)为中空圆柱，位于氧化剂喷嘴(1)靠近喷注器壳体(2)上表面的一端，每个氧化剂喷嘴(1)上设置一个节流环(11)；节流环(11)的中心轴线与氧化剂喷嘴(1)的中心轴线重合；
燃料喷嘴(5)为中空圆柱体，一端设有内螺纹，与氧化剂喷嘴(1)的第二中空圆柱体的外螺纹配合，实现氧化剂喷嘴(1)与燃料喷嘴5的连接；
燃料喷嘴(5)的侧壁设有多排径向孔(7)；径向孔沿轴向的位置位于氧化剂喷嘴(1)的第一中空圆柱体对应的位置，靠近第二中空圆柱体；燃料喷嘴(5)的另一端设置有沿径向凸起的环形凸台，用于对面板3进行限位；燃料喷嘴(5)的侧壁与氧化剂喷嘴(1)的第一中空圆柱体的外壁之间形成喷嘴间隙(6)，作为燃料环缝流道；
面板(3)上设有多个圆形通孔。
2.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：面板(3)上设有的多个圆形通孔的直径与燃料喷嘴(5)的外径匹配。
3.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：氧化剂喷嘴(1)的中心轴线平行于中心管的中心轴线。
4.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：氧化剂喷嘴(1)的第三中空圆柱体的另一端与喷注器壳体(2)的上表面连接，且一体成型。
5.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：过中心管的中心轴线对喷注器壳体(2)进行剖切形成的剖面上，设中心管的中心轴线与喷注器壳体(2)的锥形面形成夹角，设该夹角为α。
6.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：喷注器壳体(2)的过度平面能够与顶盖(12)配合，顶盖为半球形，半球形顶盖上开有氧化剂进口(13)，顶盖的顶部设有通孔，使中心管穿出顶盖(12)外，中心管的外壁与顶盖密封连接；喷注器壳体(2)的上表面与顶盖(12)之间形成的腔体为氧化剂腔(10)，氧化剂腔(10)与中心管的中空部分不连通。
7.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：喷注器壳体(2)的侧面下边缘能够连接燃烧室(4)，燃烧室(4)为两端开放的中空圆柱体，其中一个开放端与喷注器壳体(2)的侧面下边缘连接。
8.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：氧化剂自若干节流环(11)进入各氧化剂喷嘴(1)内，分别流经若干氧化剂喷嘴(1)，喷入燃烧室(4)；燃料自燃料入口(9)进入燃料腔(8)，流经若干燃料喷嘴5的径向孔7进入燃料喷嘴5和氧化剂喷嘴1之间的喷嘴间隙6，最终进入燃烧室4；氧化剂和燃料在燃烧室4中雾化、混合、燃烧，产生推力。
9.根据权利要求1所述的一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器，其特征在于：燃料入口(9)为环形跑道形状，包括第一直线段、第二直线段、第一弧线段、第二弧线段；
第一直线段的一端与第一弧线段的一端连接，第一直线段的另一端与第二弧线段的一端连接，第一弧线段的另一端与第二直线段的一端连接，第二弧线段的另一端与第二直线段的另一端连接；
第一直线段、第二直线段、第一弧线段、第二弧线段共同形成封闭的环形跑道形状。
CN202011181306.3A 2020-10-29 2020-10-29 一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器 Pending CN112746910A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011181306.3A CN112746910A (zh) 2020-10-29 2020-10-29 一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202011181306.3A CN112746910A (zh) 2020-10-29 2020-10-29 一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112746910A true CN112746910A (zh) 2021-05-04

Family

ID=75647779

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202011181306.3A Pending CN112746910A (zh) 2020-10-29 2020-10-29 一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112746910A (zh)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113738536A (zh) * 2021-08-27 2021-12-03 北京航天动力研究所 一种一体式承力均流顶盖装置
CN114412664A (zh) * 2021-12-23 2022-04-29 北京航天动力研究所 一种降低点火冲击的推力室头部结构
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

Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6166851A (ja) * 1984-09-05 1986-04-05 メツセルシユミツト‐ベルコウ‐ブローム・ゲゼルシヤフト・ミト・ベシユレンクテル・ハフツング ロケツト液体燃料推進機構における燃焼室の振動を緩衝するための装置
US5172548A (en) * 1988-09-14 1992-12-22 Societe Europeene De Propulsion Device for tapping off hot gases from a combustion chamber and injector head equipped with such a device
US5660039A (en) * 1993-11-03 1997-08-26 Societe Europeenne De Propulsion Injection system and an associated tricoaxial element
RU2120560C1 (ru) * 1997-08-06 1998-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" Камера сгорания (варианты)
DE102004018725A1 (de) * 2004-04-17 2005-11-10 Eads Space Transportation Gmbh Dämpfung von Schwingungen einer Brennkammer durch Resonatoren
JP2006097639A (ja) * 2004-09-30 2006-04-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ロケット用噴射器
RU2345237C1 (ru) * 2007-11-15 2009-01-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
JP2011017322A (ja) * 2009-07-10 2011-01-27 Ihi Corp ロケットエンジン
WO2017077873A1 (ja) * 2015-11-02 2017-05-11 三菱重工業株式会社 噴射装置、燃焼器、ロケットエンジン
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
CN108915899A (zh) * 2018-06-29 2018-11-30 北京航天动力研究所 一种四底三腔喷注器
CN110805506A (zh) * 2019-09-29 2020-02-18 北京航天动力研究所 一种组合式燃烧稳定装置

Patent Citations (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6166851A (ja) * 1984-09-05 1986-04-05 メツセルシユミツト‐ベルコウ‐ブローム・ゲゼルシヤフト・ミト・ベシユレンクテル・ハフツング ロケツト液体燃料推進機構における燃焼室の振動を緩衝するための装置
US5172548A (en) * 1988-09-14 1992-12-22 Societe Europeene De Propulsion Device for tapping off hot gases from a combustion chamber and injector head equipped with such a device
US5660039A (en) * 1993-11-03 1997-08-26 Societe Europeenne De Propulsion Injection system and an associated tricoaxial element
RU2120560C1 (ru) * 1997-08-06 1998-10-20 Федеральное государственное унитарное предприятие "Исследовательский центр им.М.В.Келдыша" Камера сгорания (варианты)
DE102004018725A1 (de) * 2004-04-17 2005-11-10 Eads Space Transportation Gmbh Dämpfung von Schwingungen einer Brennkammer durch Resonatoren
JP2006097639A (ja) * 2004-09-30 2006-04-13 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ロケット用噴射器
RU2345237C1 (ru) * 2007-11-15 2009-01-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования "Воронежский государственный технический университет" Смесительная головка камеры жидкостного ракетного двигателя
JP2011017322A (ja) * 2009-07-10 2011-01-27 Ihi Corp ロケットエンジン
WO2017077873A1 (ja) * 2015-11-02 2017-05-11 三菱重工業株式会社 噴射装置、燃焼器、ロケットエンジン
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
CN108915899A (zh) * 2018-06-29 2018-11-30 北京航天动力研究所 一种四底三腔喷注器
CN110805506A (zh) * 2019-09-29 2020-02-18 北京航天动力研究所 一种组合式燃烧稳定装置

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
王枫等: "喷嘴结构对液氧煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响", 《实验力学》 *

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113738536A (zh) * 2021-08-27 2021-12-03 北京航天动力研究所 一种一体式承力均流顶盖装置
CN114412664A (zh) * 2021-12-23 2022-04-29 北京航天动力研究所 一种降低点火冲击的推力室头部结构
CN114412664B (zh) * 2021-12-23 2023-08-29 北京航天动力研究所 一种降低点火冲击的推力室头部结构
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

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN112746910A (zh) 一种抑制高频不稳定燃烧的喷注器
CN113294264B (zh) 基于针栓喷注器的双组元变推力旋转爆震火箭发动机
US9562690B2 (en) Swirler, fuel and air assembly and combustor
JP6005040B2 (ja) バーナー装置
CN101576270B (zh) 用于燃气涡轮发动机的燃料喷嘴和用于制造该喷嘴的方法
EP2246629B1 (en) High volume fuel nozzles for a turbine engine
CN110779042B (zh) 旋转爆震燃烧室及具有其的发动机
RU2430307C2 (ru) Устройство впрыскивания смеси воздуха с топливом, камера сгорания и газотурбинный двигатель, снабженные таким устройством
US7908863B2 (en) Fuel nozzle for a gas turbine engine and method for fabricating the same
JP3308610B2 (ja) ガスタービンの燃焼室及びこの燃焼室を運転するための方法
US20100263382A1 (en) Dual orifice pilot fuel injector
CN114001374A (zh) 一种适用于气液两相双燃料旋转爆震燃烧室
US11371708B2 (en) Premixer for low emissions gas turbine combustor
CA2135974A1 (en) Gas turbine engine combustion chamber
US20230341127A1 (en) Premixer for a combustor
CN109469559A (zh) 液体火箭发动机的一体化喷注器
US4311277A (en) Fuel injector
CN113756989B (zh) 一种旋流辅助雾化且旋流度可调的气/液针栓喷注器
CN216244410U (zh) 一种适用于气液两相双燃料旋转爆震燃烧室
WO2023273305A1 (zh) 一种基于自激发扫掠振荡燃油喷嘴的中心分级燃烧室
CN113279881B (zh) 一种多针栓喷注器单元燃烧室
CN215175236U (zh) 一种基于自激发扫掠振荡燃油喷嘴的中心分级燃烧室
CN114483380A (zh) 一种可多次起动的小型化燃气发生装置
CN112066414A (zh) 燃烧室、燃气轮机以及抑制振荡燃烧的方法
CN219327576U (zh) 对冲式气体掺混器

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20210504

RJ01 Rejection of invention patent application after publication