CN113653572B - 一种变推力火箭发动机用针阀喷注器 - Google Patents

Abstract

本发明属于一种火箭发动机用针阀喷注器，为解决现有的针阀喷注器中内圈中的推进剂和外圈中的推进剂混合较差，导致燃烧效率较低的技术问题，提供一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，针阀上段外壁与壳体内壁相配合，使针阀能够相对壳体直线运动，针阀下段包括锥段和柱段，锥段的小端与柱段相连，锥段小端的末端外壁与壳体之间留有间隙，形成环形的氧化剂出口通道，柱段侧壁开设有燃料出口通道，中心杆包括连接杆和控流凸台，连接杆与上盖相连，控流凸台的外壁与柱段的内壁相配合，使针阀能够相对控流凸台直线运动，控流凸台的侧壁开设有冷却槽，氧化剂出口通道、燃料出口通道和冷却槽均与燃烧室连通。

Description

一种变推力火箭发动机用针阀喷注器

技术领域

本发明属于一种火箭发动机用针阀喷注器，具体涉及一种变推力火箭发动机用针阀喷注器。

背景技术

火箭发动机是为运载火箭飞行、变轨、调姿等提供动力的装置。近些年来，为降低成本，越来越多的商业航天公司提出了运载器重复使用方案，为实现火箭回收，推力可调成为可重复使用运载火箭发动机必备的能力。目前，国内外主要利用针阀式喷注器实现推力调节。

如图1，现有的针阀喷注器将针阀设计为可移动状态，在变推力的过程中，根据流量的变化，通过作动器驱动，同时改变内圈推进剂和外圈推进剂的喷注面积，从而保持两路推进剂的喷注压降基本不变，维持喷注器在最佳状态下工作。这种针阀喷注器结构简单，燃料从上盖5上开设的第一入口1进入，由中心杆6下端和针阀7下端之间的内圈喷嘴4喷出，氧化剂从壳体8上开设的第二入口2进入，由针阀7和壳体8之间形成的外圈喷嘴3喷出，需要调节时，驱动针阀7上下移动，进而调整内圈喷嘴4和外圈喷嘴3的开口尺寸。但是，这种结构工作过程中由内圈喷嘴4和外圈喷嘴3喷出射流的撞击通常会造成燃烧室9中心区域富含内圈推进剂，外部区域富含外圈推进剂，使得两种推进剂混合较差，导致燃烧效率较低。

发明内容

本发明为解决现有的针阀喷注器中内圈中的推进剂和外圈中的推进剂混合较差，导致燃烧效率较低的技术问题，提供一种变推力火箭发动机用针阀喷注器。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，包括同轴设置的上盖、壳体、针阀和中心杆；其特殊之处在于，

所述上盖与壳体相连，所述针阀安装于上盖与壳体形成的容腔内；上盖开设有燃料入口，壳体开设有氧化剂入口，所述中心杆安装于燃料入口内；其特征在于：

所述针阀上段外壁与壳体内壁相配合，使针阀能够相对壳体直线运动；

针阀下段包括锥段和柱段，所述锥段的小端与柱段相连；锥段小端的末端外壁与壳体之间留有间隙，形成环形的氧化剂出口通道，柱段侧壁开设有燃料出口通道；

所述中心杆包括连接杆和控流凸台；所述连接杆与上盖相连，控流凸台的外壁与所述柱段的内壁相配合，使针阀能够相对控流凸台直线运动；

所述控流凸台的侧壁开设有冷却槽；

所述氧化剂出口通道、燃料出口通道和冷却槽均与燃烧室连通；

所述上盖位于燃料入口内设有连接凸台；

所述中心杆远离控流凸台的一端呈台阶状，中心杆远离控流凸台的一端穿过连接凸台并与连接凸台相连，中心杆台阶面与连接凸台之间用于放置中心调整垫；

所述上盖包括中空柱状的上盖本体和沿其外壁设置的第一连接凸起，上盖本体的中空部分形成燃料入口；

所述壳体包括中空柱状的壳体本体和沿其外壁设置的第二连接凸起；壳体本体的内壁设有环形挡板，所述环形挡板与针阀锥段小端的末端外壁之间形成氧化剂出口通道，氧化剂入口开设于壳体本体位于环形挡板上方的侧壁；壳体本体内腔位于环形挡板下方的部分与燃烧室连通；

所述第一连接凸起和所述第二连接凸起贴合相连；

所述第二连接凸起朝向第一连接凸起的表面呈阶梯状，包括靠近第一连接凸起的第一阶梯面和远离第一连接凸起的第二阶梯面，所述第二阶梯面上用于放置外调整垫。

进一步地，所述针阀与上盖之间设有第一密封圈。

进一步地，所述壳体与针阀之间设有第二密封圈。

进一步地，所述冷却槽的内表面沿燃料流动路径呈流线型。

进一步地，所述针阀的位移量

为：

其中，W为针阀位移量为

时，冷却槽出口的截面径向宽度；

为最小工况时冷却槽出口的截面径向宽度；

为最大工况时冷却槽出口的截面径向宽度；针阀位移量以最小工况时针阀的位置为位移零点。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

1.本发明变推力火箭发动机用针阀喷注器，中心杆下方的控流凸台侧壁开设冷却槽，燃料流经冷却槽时，能够带走部分热量，起到冷却的作用，并随着针阀的调节，形成可调冷却结构，能够有效增加针阀的有效行程，而针阀的行程增加可以降低变推力发动机控制系统难度。

本发明的喷注器能够动态调节中心区混合比，氧化剂出口通道和燃料出口通道设计简化，能够提高喷注器混合比控制精度，由于可以根据工作状态调节中心区混合比，能够降低中心杆下缘烧蚀风险。

2.本发明中采用了中心调整垫，能够通过中心调整垫的厚度调整燃料路最大工况下的喷注压降，降低了产品加工成本，提高了产品液流特性控制精度。

3.本发明中采用了外调整垫，能够通过外调整垫的厚度调整氧化剂路最大工况下的喷注压降，降低了产品的加工成本，提高了产品液流特性控制精度。

4.本发明中第一密封圈的设置，能够避免燃料经针阀和上盖之间逸出；第二密封圈的设置，能够避免氧化剂经针阀和壳体之间逸出。

附图说明

图1为背景技术中现有针阀喷注器的结构示意图；

其中，1-第一入口、2-第二入口、3-外圈喷嘴、4-内圈喷嘴、5-上盖、6-中心杆、7-针阀、8-壳体、9-燃烧室。

图2为本发明变推力火箭发动机用针阀喷注器实施例的结构示意图；

图3为本发明图2中控流凸台的结构示意图；

图4为本发明图2中中心杆的俯视图。

其中，1-上盖、101-上盖本体、102-第一连接凸起、2-壳体、201-壳体本体、202-第二连接凸起、3-针阀、301-锥段、302-柱段、4-中心杆、401-连接杆、402-控流凸台、5-燃料入口、6-氧化剂入口、7-氧化剂出口通道、8-燃料出口通道、9-冷却槽、10-燃烧室、11-连接凸台、12-中心调整垫、13-第一密封圈、14-第二密封圈、15-环形挡板、16-外调整垫。

具体实施方式

下面将结合本发明的实施例和附图，对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例并非对本发明的限制。

本发明提出在运动部件针阀3上开槽，利用中心杆4遮挡氧化剂出口通道7和燃料出口通道8，来调节燃料和氧化剂流量的喷注结构，提高变推力针阀喷注器的推进剂掺混特性，有效提高了燃烧效率。

如图2、图3和图4所示，本发明的一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，包括同轴设置的上盖1、壳体2、针阀3和中心杆4。其中，与现有结构相同的部分是，上盖1与壳体2相连，针阀3安装于上盖1与壳体2形成的容腔内，上盖1开设有燃料入口5，壳体2开设有氧化剂入口6，中心杆4安装于燃料入口5内。

针阀3的上段外壁与壳体2的内壁相配合，使针阀3能够相对壳体2直线运动，针阀3下段包括锥段301和柱段302，锥段301的小端与柱段302相连，大端朝向针阀3的上段，锥段301小端的末端外壁与壳体2之间留有间隙，形成环形的氧化剂出口通道7，柱段302侧壁开设有燃料出口通道8，通过针阀3的直线运动，可以调整氧化剂出口通道7和燃料出口通道8处的流量。

中心杆4包括连接杆401和控流凸台402，上盖1位于燃料入口5内设有连接凸台11，连接杆401连接在连接凸台11上，控流凸台402的外壁与柱段302的内壁相配合，使针阀3能够相对控流凸台402直线运动，针阀3直线运动时，能够改变控流凸台402对燃料出口通道8的遮挡面积。连接杆401与连接凸台11连接的一端呈台阶状，连接杆401穿过连接凸台11并通过螺母与连接凸台11相连，中心杆4台阶面与连接凸台11之间用于放置中心调整垫12。

上盖1包括中空柱状的上盖本体101和沿其外壁设置的第一连接凸起102，上盖本体101的中空部分形成燃料入口5，壳体2包括中空柱状的壳体本体201和沿其外壁设置的第二连接凸起202，壳体本体201的内壁设有环形挡板15，环形挡板15与针阀3锥段301小端的末端外壁之间形成氧化剂出口通道7，氧化剂入口6开设于壳体本体201位于环形挡板15上方的侧壁；壳体本体201内腔位于环形挡板15下方的部分与燃烧室10连通，第一连接凸起102和第二连接凸起202部分贴合通过螺栓相连。

第二连接凸起202朝向第一连接凸起102的表面呈阶梯状，包括靠近第一连接凸起102的第一台阶面和相较远离第一连接凸起102的第二台阶面，使得第二连接凸起202和第一连接凸起102贴合面之间，位于第二台阶面上设置有外调整垫16。

从喷注器中流出的燃料和氧化剂在壳体下段的燃烧室10腔体内掺混燃烧。

当针阀3处于最大工位时，需要调节燃料喷注压降和氧化剂喷注压降，使其分别达到设计喷注压降，可以采用加工若干不同厚度的中心调整垫12和外调整垫16，以达到精确调节，同时降低成本的目的。

控流凸台402的侧壁开设有冷却槽9，氧化剂出口通道7、燃料出口通道8和冷却槽9均与燃烧室10连通。

喷注器使用的燃料从燃料入口5进入上盖1内，从针阀3下端柱段302上的燃料出口通道8流出，为防止燃料从上盖1和针阀3之间的间隙泄露，可在针阀3上安装第一密封圈13进行密封，第一密封圈13位于针阀3和上盖1之间。喷注器使用的氧化剂从氧化剂入口6进入壳体2与针阀3形成的腔体内，并从壳体2下方环形挡板15与针阀3下方围成的环形氧化剂出口通道7中流出。为防止氧化剂从针阀3和壳体2的间隙泄露，在针阀3上安装第二密封圈14进行密封，第二密封圈14位于针阀3和壳体2之间。

图2中针阀3所处位置对应是喷注器最大工况，燃料和氧化剂均以最大流量进入燃烧室10进行燃烧。为了减小喷注器流量，可将针阀3向下移动，则中心杆4下端的控流凸台402侧壁会遮挡部分针阀3的燃料出口通道，减少燃料流量；同时，针阀3与壳体2之间的氧化剂出口通道7也会减小，减少氧化剂流量。

驱动针阀3移动的可以是电机控制系统也可以是电液控制系统，可采用现有的驱动和控制系统。

在中心杆4下端控流凸台402侧面沿周向加工若干冷却槽9，燃料进入冷却槽9能够起到一定的冷却作用，在针阀3位于最上端时，冷却流量最大，随着针阀3向下移动，冷却流量随之减小，冷却流量的变化规律可以根据喷注器工作需要进行设计。

不同工况下，针阀3的位移量H为

，x用以表示工况，取值范围为百分数，100%为针阀3处于图2所示最大工况。

因此，针阀3的位移量H由下式确定：

其中，W为针阀3位移量为H时，冷却槽9出口的截面径向宽度，W0为最小工况时冷却槽9出口的截面径向宽度，W100为最大工况时冷却槽9出口的截面径向宽度。此处针阀3的位移量，以针阀3在最小工况时所处位置作为位移零点。

需要说明的是，冷却槽9的开设形状，可根据使用或加工需求进行调整，只需要控制冷却槽9出口的流量即可，上述公式说明了针阀3位移量和冷却槽9出口的截面径向宽度之间的关系。最大工况指如图2所示，氧化剂出口通道7、燃料出口通道8和冷却槽9的流量均为最大，相应的，最小工况指氧化剂出口通道7、燃料出口通道8和冷却槽9的流量均为最小。

为了使得冷却剂在冷却槽9中更好的向下流动，在图3所示位置设置圆角R，R的大小视情况而定，即燃料流经冷却槽9的路径为圆滑流线型。

另外，由于零件的加工偏差，实际的喷注压降

与预期的压降

会有些差别，这个差别可通过改变调整垫的厚度解决。针栓喷注器设计时，预留有容放外调整垫16和中心调整垫12的位置，外调整垫16和中心调整垫12的初始厚度可设置为3mm-5mm，便于后期调整时，厚度微调。

具体调整如下：

为调整垫的实际厚度，

为调整垫的预期厚度（即设置的初始厚度），此处所说调整垫，既可以指中心调整垫12，也可以指外调整垫16。

因此，如果后期设计工况进行小幅调整，也可通过改变调整垫的厚度解决，无需重新加工昂贵的中心杆4和针阀3。

另外，本发明中冷却槽9中流经的是燃料，实际应用中，燃料入口5和氧化剂入口6的设置可以调换，相应的氧化剂出口通道7和燃料出口通道8也相应调换，此时，冷却槽9中流经的就是氧化剂，以流经的氧化剂作为冷却剂。

以上所述仅为本发明的实施例，并非对本发明保护范围的限制，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (5)

1.一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，包括同轴设置的上盖（1）、壳体（2）、针阀（3）和中心杆（4）；其特征在于：

所述上盖（1）与壳体（2）相连，所述针阀（3）安装于上盖（1）与壳体（2）形成的容腔内；上盖（1）开设有燃料入口（5），壳体（2）开设有氧化剂入口（6），所述中心杆（4）安装于燃料入口（5）内；

所述针阀（3）上段外壁与壳体（2）内壁相配合，使针阀（3）能够相对壳体（2）直线运动；

针阀（3）下段包括锥段（301）和柱段（302），所述锥段（301）的小端与柱段（302）相连；锥段（301）小端的末端外壁与壳体（2）之间留有间隙，形成环形的氧化剂出口通道（7），柱段（302）侧壁开设有燃料出口通道（8）；

所述中心杆（4）包括连接杆（401）和控流凸台（402）；所述连接杆（401）与上盖（1）相连，控流凸台（402）的外壁与所述柱段（302）的内壁相配合，使针阀（3）能够相对控流凸台（402）直线运动；

所述上盖（1）位于燃料入口（5）内设有连接凸台（11）；

所述中心杆（4）远离控流凸台（402）的一端呈台阶状，中心杆（4）远离控流凸台（402）的一端穿过连接凸台（11）并与连接凸台（11）相连，中心杆（4）台阶面与连接凸台（11）之间用于放置中心调整垫（12）；

所述控流凸台（402）的侧壁开设有冷却槽（9）；

所述氧化剂出口通道（7）、燃料出口通道（8）和冷却槽（9）均与燃烧室（10）连通；

所述上盖（1）包括中空柱状的上盖本体（101）和沿其外壁设置的第一连接凸起（102），上盖本体（101）的中空部分形成燃料入口（5）；

所述壳体（2）包括中空柱状的壳体本体（201）和沿其外壁设置的第二连接凸起（202）；壳体本体（201）的内壁设有环形挡板（15），所述环形挡板（15）与针阀（3）锥段（301）小端的末端外壁之间形成氧化剂出口通道（7），氧化剂入口（6）开设于壳体本体（201）位于环形挡板（15）上方的侧壁；壳体本体（201）内腔位于环形挡板（15）下方的部分与燃烧室（10）连通；

所述第一连接凸起（102）和所述第二连接凸起（202）贴合相连；

所述第二连接凸起（202）朝向第一连接凸起（102）的表面呈阶梯状，包括靠近第一连接凸起（102）的第一阶梯面和远离第一连接凸起（102）的第二阶梯面，所述第二阶梯面上用于放置外调整垫（16）。

2.如权利要求1所述一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，其特征在于：

所述针阀（3）与上盖（1）之间设有第一密封圈（13）。

3.如权利要求2所述一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，其特征在于：

所述壳体（2）与针阀（3）之间设有第二密封圈（14）。

4.如权利要求3所述一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，其特征在于：

所述冷却槽（9）的内表面沿燃料流动路径呈流线型。

5.如权利要求4所述一种变推力火箭发动机用针阀喷注器，其特征在于：

所述针阀（3）的位移量

为：

其中，W为针阀（3）位移量为

时，冷却槽（9）出口的截面径向宽度；

为最小工况时冷却槽（9）出口的截面径向宽度；

为最大工况时冷却槽（9）出口的截面径向宽度；针阀（3）位移量以最小工况时针阀（3）的位置为位移零点。

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