CN212130635U

CN212130635U - 一种燃气发生器

Info

Publication number: CN212130635U
Application number: CN202020536800.6U
Authority: CN
Inventors: 不公告发明人
Original assignee: Beijing Xinghe Power Equipment Technology Co Ltd; Galactic Energy Beijing Space Technology Co Ltd
Current assignee: Beijing Xinghe Power Equipment Technology Co Ltd; Galactic Energy Beijing Space Technology Co Ltd
Priority date: 2020-04-13
Filing date: 2020-04-13
Publication date: 2020-12-11
Anticipated expiration: 2030-04-13

Abstract

一种燃气发生器，由喷注器、偏心扰流环、球锥形燃烧室和三通弯管组成，其中喷注器呈圆饼形，整体采用3D打印机打印完成，偏心扰流环的上半部为圆柱环，圆柱环顶面与喷注器下凸台底面边缘通过焊接固连，圆柱环侧面底边与球锥形燃烧室的侧孔孔壁通过焊接固连，偏心扰流环的下半部为开口偏心的圆锥环；球锥形燃烧室包括球体腔和圆锥体腔，其中球体腔侧面开有侧孔，圆锥体腔的顶部开有出口，出口与三通弯管的中间进口通过焊接固连，三通弯管整体呈侧T字形，三通弯管的左侧为左端口，采用法兰结构连接形式，右侧为右端口，中部为中间进口，采用凸台定位形式。本实用新型优化了燃气发生器的结构，能使推进剂高效雾化、掺混和燃烧，提高了燃烧效率。

Description

一种燃气发生器

技术领域

本实用新型涉及到一种燃气发生器，属于航空航天、液体火箭发动机技术领域，用于液体火箭发动机动力供应系统。

背景技术

液体火箭一般由整流罩、仪器舱、级间段、氧化剂贮箱和燃料贮箱、增压输送系统、发动机、尾段等部分组成。液体火箭发动机主要由燃气发生器、涡轮泵、推力室和各种阀门、管路等组成。燃气发生器在液体发动机中的作用，就是将推进剂进行雾化、掺混和燃烧，产生具有很高能量的高温高压燃气，然后再进一步膨胀，就可以做功驱使涡轮高速运转，从而带动涡轮泵使液体火箭发动机工作，为整个火箭提供动力。燃气发生器主要由喷注器、扰流环和燃烧室构成；

目前，国内外燃气发生器所使用的燃气发生器，多由零散的钣金零部件拼焊而成，不仅结构复杂，而且制做难度大，尤其是喷注器部分大量的喷嘴通过焊接完成，精度难以保障，使得推进剂雾化效果不佳，而且扰流环不具备偏心功能，以及燃烧室多为规则的圆筒形结构，使得推进剂掺混效果较差，因此推进剂不能高效的在燃烧室内燃烧，有的导致燃烧效率低下，有的导致燃气发生器局部出现高温，甚至烧毁了燃气发生器，还有的由于出口燃气温度不均匀对火箭发动机动力供应系统造成极大的破坏。

发明内容

本实用新型的技术解决问题是：改变了现有燃气发生器喷注器、扰流环及燃烧室的设计及制做方案，改变了对推进剂雾化、掺混的方法，克服了燃烧效率低、甚至燃气发生器局部出现高温、严重影响燃气发生器工作性能的问题；

本实用新型的技术方案为：一种燃气发生器，由喷注器（1）、偏心扰流环（2）、球锥形燃烧室（3）和三通弯管（4）组成，其中喷注器（1）呈圆饼形，其底部设有下凸台（13），整体采用3D打印机打印完成；偏心扰流环（2）的上半部为圆柱环（21），圆柱环（21）的顶面与喷注器（1）的下凸台（13）底面边缘通过焊接固连，偏心扰流环（2）的下半部为开口偏心的圆锥环（22），圆锥环（22）内部形成的开口腔（23）朝向球锥形燃烧室（3）的球体面；球锥形燃烧室（3）为球体与圆锥体组成的中空壳体，其球体面与圆锥体底部侧面相切，球锥形燃烧室（3）包括球体腔（32）和圆锥体腔（33），其中球体腔（32）侧面开有侧孔（31），侧孔（31）的孔壁与圆柱环（21）的侧面底边通过焊接固连；圆锥体腔（33）的顶部开有出口（34），出口（34）与三通弯管（4）的中间进口（41）通过焊接固连；三通弯管（4）整体呈侧T字形，三通弯管（4）的左侧为左端口（43），采用法兰结构连接形式，三通弯管（4）的右侧为右端口（42），用以与液体火箭发动机动力供应系统进口通过焊接固连，三通弯管（4）的中部为中间进口（41），采用凸台定位形式，与球锥形燃烧室（3）的出口（34）通过焊接固连；

所述喷注器（1）顶部设有圆锥形氧化剂管嘴（11），管嘴（11）内部为管嘴腔（111）；喷注器（1）中部为氧化剂腔（112），管嘴腔（111）与氧化剂腔（112）连通；喷注器（1）的侧面设有圆柱形燃料剂管嘴（12），管嘴（12）内部为管嘴腔（121）；喷注器（1）圆周设有环形的燃料剂腔（122），管嘴腔（121）与环形的燃料剂腔（122）连通；喷注器（1）的底部设有下凸台（13），下凸台（13）内设有规则排布的流道孔（14）、三击式喷注孔组（15）和燃料剂冷却孔（16）；所述流道孔（14）与燃料剂腔（122）连通；所述三击式喷注孔组（15）包括两个燃料剂孔（151）和一个氧化剂孔（152），其中燃料剂孔（151）与流道孔（14）相连通，氧化剂孔（152）与氧化剂腔（112）相连通；燃料剂冷却孔（16）与燃料剂腔（122）连通；

所述流道孔（14）均沿环形的燃料剂腔（122）均匀分布，所述流道孔（14）共分三组，第一组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小5mm~55mm；第二组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小20mm~70mm；第三组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小40mm~90mm；所述第一组流道孔（14）中以间隔形式均匀分布的流道孔在径向方向上相互连通；

所述的一个氧化剂孔（152）位于两个燃料剂孔（151）的中间，两个燃料剂孔（151）的轴线均与一个氧化剂孔（152）的轴线夹角为10°～80°，且三根轴线共同交汇于一点；

所述燃料剂冷却孔（16）位于下凸台（13）的底部边缘区域，并沿圆周均匀分布；

所述圆柱环（21）的轴线与圆锥环（22）的轴线之间的夹角为110°～160°；

所述侧孔（31）的轴线与出口（34）的轴线之间的夹角为100°～170°；

采用本实用新型所述燃气发生器，其工作过程为：当燃料剂通过所述燃料剂管嘴（12）的管嘴腔（121）进入环形的燃料剂腔（122），流经流道孔（14）后，再通过三击式喷注孔组（15）的燃料剂孔（151）喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔；氧化剂通过氧化剂管嘴（111）进入到氧化剂腔（112），再通过三击式喷注孔组（15）的氧化剂孔（152）喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔；三击式喷注孔组（15）的两个燃料剂孔（151）喷入的两股燃料剂和一个氧化剂孔（152）喷入的一股氧化剂在圆柱环（21）内腔撞击雾化、掺混并燃烧，燃烧产生燃气；同时，燃料剂经下凸台（13）底部边缘区域的燃料剂冷却孔（16）直接喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔，喷入的燃料剂由于相对于燃烧环境温度低很多，故会在圆柱环（21）内腔高温环境下蒸发形成边区冷却层，既降低了壁温，又增强了掺混效果，避免了燃气发生器局部出现高温；未蒸发完的燃料剂撞击到偏心扰流环（2）圆锥环（22）内壁表面上形成冷却液膜，避免了偏心扰流环（2）被烧坏。偏心扰流环（2）将圆柱环（21）内腔的燃气导向球体腔（32）的球面一侧，由于偏心扰流环（2）的圆锥环（22）内部形成的开口腔（23），其容腔是由圆锥环（22）底部至顶部逐渐过度，容腔逐渐缩小，会将燃气在开口腔（23）内压缩形成第一个回流涡，有利于未燃烧的燃料剂和氧化剂进一步掺混燃烧，提高了燃烧效率，且回流涡的作用稳定了燃烧火焰；当燃气经过偏心扰流环（2）的圆锥环（22）进入球锥形燃烧室（3）的球体腔（32）瞬间，因容腔的变化突然增大，故使燃气迅速膨胀，沿球体腔（32）的壁面形成第二个回流涡；当燃气进入球体腔（32）后，因扩散会到达偏心扰流环（2）圆锥环（22）的背面，形成第三个回流涡；燃气通过球锥形燃烧室（3）的圆锥体腔（33）时，因其容腔是由圆锥体腔（33）底部至顶部逐渐过度，容腔逐渐缩小，故燃气再次被压缩；当燃气进入三通弯管（4）中间进口（41）内腔时，因中间进口（41）内腔与右端口（42）内腔、左端口内腔（43）同时连通，容腔再次增大，燃气会再次膨胀，进一步加强燃气掺混效果。经过了多个回流涡和多次压缩、膨胀，强化了燃气掺混，进一步提升了燃烧效率，保证了出口燃气温度的均匀性；

本实用新型与现有技术相比的优点在于：本实用新型将具有三击式喷注孔、偏心扰流环和球锥形燃烧室的燃气发生器应用于液体火箭发动机领域，将定位粗略的焊接式喷嘴改变为3D打印的喷注孔形式，工艺简单制做精准，能将燃料剂和氧化剂实现高效雾化、掺混和燃烧，提高了燃烧效率；同时，燃料剂冷却孔喷入的燃料剂在高温下蒸发形成边区冷却层，既降低了壁温，又增强了掺混效果，避免了燃气发生器局部出现高温；具有偏心结构的扰流环大程度的提高了燃气的扰动效果，并将燃气导入异形的球锥形燃烧室，经过了多个回流涡和多次压缩、膨胀，强化了燃气掺混，进一步提升了燃烧效率，保证了出口燃气温度的均匀性。

附图说明

图1为本实用新型所述燃气发生器结构正视剖面图；

图2为本实用新型所述燃气发生器的喷注器立体剖面图；

图3为本实用新型所述燃气发生器的喷注器流道孔仰视剖面图；

图4为本实用新型所述燃气发生器的喷注器三击式喷注孔组仰视图；

图5为本实用新型所述燃气发生器的喷注器三击式喷注孔组仰视局部图；

图6为本实用新型所述燃气发生器的喷注器三击式喷注孔组局部剖面图；

图7为本实用新型所述燃气发生器的喷注器燃料剂冷却孔仰视图；

图8为本实用新型所述燃气发生器的喷注器仰视图；

图9为本实用新型所述燃气发生器的偏心扰流环正视剖面图；

图10为本实用新型所述燃气发生器的球锥形燃烧室正视剖面图；

图11为本实用新型所述燃气发生器的三通弯管正视剖面图；

图12为本实用新型所述燃气发生器的三通弯管左视图。

具体实施方式

下面结合说明书附图说明本实用新型的具体实施方式；

本实用新型所述的燃气发生器，应用于液体火箭发动机动力供应系统。在实际使用时，燃气发生器喷注器（1）的燃料剂管嘴（12）通过管路与燃料剂储箱连通，氧化剂管嘴（11）通过管路与氧化剂储箱连通，从而为燃气发生器提供燃料剂和氧化剂；燃气发生器的三通弯管（4）的右端口（42）与液体火箭发动机动力供应系统进口通过焊接固连，左端口（43）与其它装置通过螺栓连接常作封闭状态使用。燃料剂和氧化剂经过喷注器（1）喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔撞击、雾化和燃烧，燃烧后产生燃气，燃气被导入球锥形燃烧室（3）进一步掺混燃烧，再通过三通弯管（4）的中间进口（41）和右端口（42）内腔，最后被排入液体火箭发动机动力供应系统，为整个火箭提供动力；

如图1所示，本实用新型所述燃气发生器，由喷注器（1）、偏心扰流环（2）、球锥形燃烧室（3）和三通弯管（4）组成，其中喷注器（1）呈圆饼形，其底部设有下凸台（13），整体采用3D打印机打印完成；偏心扰流环（2）的上半部为圆柱环（21），圆柱环（21）的顶面与喷注器（1）的下凸台（13）底面边缘通过焊接固连，偏心扰流环（2）的下半部为开口偏心的圆锥环（22），圆锥环（22）内部形成的开口腔（23）朝向球锥形燃烧室（3）的球体面；球锥形燃烧室（3）为球体与圆锥体组成的中空壳体，其球体面与圆锥体底部侧面相切，球锥形燃烧室（3）包括球体腔（32）和圆锥体腔（33），其中球体腔（32）侧面开有侧孔（31），侧孔（31）的孔壁与圆柱环（21）的侧面底边通过焊接固连；圆锥体腔（33）的顶部开有出口（34），出口（34）与三通弯管（4）的中间进口（41）通过焊接固连。三通弯管（4）整体呈侧T字形，三通弯管（4）的左侧为左端口（43），采用法兰结构连接形式，三通弯管（4）的右侧为右端口（42），用以与液体火箭发动机动力供应系统进口通过焊接固连，三通弯管（4）的中部为中间进口（41），采用凸台定位形式，与球锥形燃烧室（3）的出口（34）通过焊接固连；

如图2所示，为喷注器（1）的正视剖面图，所述喷注器（1）整体采用3D打印机打印完成，喷注器（1）顶部设有圆锥形氧化剂管嘴（11），管嘴（11）内部为管嘴腔（111）；喷注器（1）中部为氧化剂腔（112），管嘴腔（111）与氧化剂腔（112）连通；喷注器（1）的侧面设有圆柱形燃料剂管嘴（12），管嘴（12）内部为管嘴腔（121）；喷注器（1）圆周设有环形的燃料剂腔（122），管嘴腔（121）与环形的燃料剂腔（122）连通；喷注器（1）的底部设有下凸台（13），下凸台（13）内设有规则排布的流道孔（14）、三击式喷注孔组（15）和燃料剂冷却孔（16）；所述流道孔（14）与燃料剂腔（122）连通；所述三击式喷注孔组（15）包括两个燃料剂孔（151）和一个氧化剂孔（152），其中燃料剂孔（151）与流道孔（14）相连通，氧化剂孔（152）与氧化剂腔（112）相连通；燃料剂冷却孔（16）与燃料剂腔（122）连通；

如图3所示，为喷注器（1）的流道孔（14）的仰视剖面图，所述流道孔（14）均沿环形的燃料剂腔（122）均匀分布，所述流道孔（14）共分三组，第一组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小5mm~55mm；第二组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小20mm~70mm；第三组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小40mm~90mm；所述第一组流道孔（14）中以间隔形式均匀分布的流道孔在径向方向上相互连通；

本实施例中，所述流道孔（14）共有三组合计32个，组与组之间的流道孔（14）相互交错，且都沿圆周均匀分布，喷注器（1）下凸台（13）半径为120mm。所述第一组流道孔（14）沿圆周均布8个，每一个流道孔（14）的长度比下凸台（13）半径小5mm～55mm，设计为90mm，每一个流道孔（14）的孔径为9mm；所述第一组8个流道孔（14）分别沿0°、45°、90°、135°、180°、225°、270°、315°设计，其中沿45°、135°、225°和315°的四个流道孔（14）相互连通，连通孔直径为5mm。所述第二组流道孔（14）沿圆周均布8个，每一个流道孔（14）的长度比下凸台（13）半径小20mm～70mm，设计为70mm，每一个流道孔（14）的孔径为9mm；所述第二组8个流道孔（14）分别沿22.5°、67.5°、112.5°、157.5°、202.5°、247.5°、292.5°、337.5°设计。所述第三组流道孔（14）沿圆周均布16个，每一个流道孔（14）的长度比下凸台（13）半径小40mm～90mm，设计为40mm，每一个流道孔（14）的孔径为8mm；所述第三组16个流道孔（14）分别沿11.25°、33.75°、56.25°、78.75°、101.25°、123.75°、146.25°、168.75°、191.25°、213.75°、236.25°、258.75°、281.25°、303.75°、326.25°、348.75°设计；

如图4所示，为喷注器（1）的三击式喷注孔组（15）的仰视图，所述喷注器（1）的底部设有6圈沿圆周均匀分布的三击式喷注孔组（15），每圈包括的三击式喷注孔组（15）个数从内到外分别是4、8、16、16、32、32；为保证在喷注器（1）底面上三击式喷注孔组（15）分布的相对均匀，其中第3圈和第5圈上相邻的孔组排布为“八”字形；

如图5所示，为喷注器（1）三击式喷注孔组（15）的仰视局部图，从图中可以看出，所述三击式喷注孔组（15）包括两个燃料剂孔（151）和一个氧化剂孔（152），其中一个氧化剂孔（152）位于两个燃料剂孔（151）的中间；

如图6所示，为喷注器（1）三击式喷注孔组（15）的局部剖面图，从图中可以看出，所述的一个氧化剂孔（152）位于两个燃料剂孔（151）的中间，两个燃料剂孔（151）的轴线均与一个氧化剂孔（152）的轴线夹角θ₂为10°～80°，且三根轴线共同交汇于一点。本实施例中，两个燃料剂孔（151）的轴线和一个氧化剂孔（152）的轴线均呈15°的夹角；氧化剂孔（152）连通氧化剂腔（112），燃料剂孔（151）连通流道孔（14）；

如图7所示，为喷注器（1）的燃料剂冷却孔（16）的仰视图，从图中可以看出，所述燃料剂冷却孔（16）共有64个，沿圆周均匀分布于喷注器（1）的下凸台（13）底部边缘区域；

如图8所示，为图3、图4和图7合并后为喷注器（1）的仰视图。

如图9所示，为偏心扰流环（2）的立体剖面图，所述偏心扰流环（2）上半部为圆柱环（21），下半部为开口偏心的圆锥环（22），圆柱环（21）的轴线与圆锥环（22）的轴线之间的夹角为θ₃，范围为110°～160°，本实施例中，此夹角设计为130°；

如图10所示，为球锥形燃烧室（3）的立体剖面图，所述球锥形燃烧室（3）为球体与圆锥体组成的中空壳体，圆锥形燃烧室（3）侧面开有圆孔（31），侧孔（31）的轴线与出口（34）的轴线之间的夹角为θ₁，范围为100°～170°，本实施例中，此夹角设计为120°；

如图11和图12所示，为三通弯管（4）的正视剖面图和左视图，所述三通弯管（4）整体呈侧T字形，中间部分为中间进口（41），为凸台定位焊接形式；右侧为右端口（42），也为凸台定位焊接形式；左侧为左端口（43），为法兰结构连接形式；

当燃料剂通过三击式喷注孔组（15）的燃料剂孔（152）喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔，氧化剂通过三击式喷注孔组（15）的氧化剂孔（151）喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔；三击式喷注孔组（15）的两个燃料剂孔（151）喷入的两股燃料剂和一个氧化剂孔（152）喷入的一股氧化剂在圆柱环（21）内腔撞击雾化、掺混并燃烧，燃烧后产生燃气；同时，燃料剂经燃料剂冷却孔（16）直接喷入偏心扰流环（2）的圆柱环（21）内腔，喷入的燃料剂由于相对于燃烧环境温度低很多，故会在圆柱环（21）内腔高温环境下蒸发形成边区冷却层，既降低了壁温，又增强了掺混效果，避免了燃气发生器局部出现高温；燃气被导入球锥形燃烧室（3）进一步掺混燃烧，再通过三通弯管（4）中间进口（41）和右端口（42）内腔，最后被排入液体火箭发动机动力供应系统；

实践证明，应用于本实用新型所述的燃气发生器，其燃烧效率比原有燃气发生器的燃烧效率提高30%以上；出口燃气温度的均匀性在±25℃范围内，满足了液体火箭发动机动力供应系统所用动力元件特定材料的工作温差突变允许范围，延长了使用寿命，保证了液体火箭发动机的工作稳定性；

以上所述，仅为本实用新型的具体实施方式，但本实用新型的保护并不局限于此，本领域技术人员在不改变原理的情况下，做出的任何无实质变化的改进，将其应用于液体火箭发动机推进剂燃气发生器技术领域也应视为本实用新型的保护范围；

本实用新型说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员公知的现有技术。

Claims

1.一种燃气发生器，其特征在于：由喷注器（1）、偏心扰流环（2）、球锥形燃烧室（3）和三通弯管（4）组成，其中喷注器（1）呈圆饼形，其底部设有下凸台（13），整体采用3D打印机打印完成；偏心扰流环（2）的上半部为圆柱环（21），圆柱环（21）的顶面与喷注器（1）的下凸台（13）底面边缘通过焊接固连，偏心扰流环（2）的下半部为开口偏心的圆锥环（22），圆锥环（22）内部形成的开口腔（23）朝向球锥形燃烧室（3）的球体面；球锥形燃烧室（3）为球体与圆锥体组成的中空壳体，其球体面与圆锥体底部侧面相切，球锥形燃烧室（3）包括球体腔（32）和圆锥体腔（33），其中球体腔（32）侧面开有侧孔（31），侧孔（31）的孔壁与圆柱环（21）的侧面底边通过焊接固连；圆锥体腔（33）的顶部开有出口（34），出口（34）与三通弯管（4）的中间进口（41）通过焊接固连；三通弯管（4）整体呈侧T字形，三通弯管（4）的左侧为左端口（43），采用法兰结构连接形式，三通弯管（4）的右侧为右端口（42），用以与液体火箭发动机动力供应系统进口通过焊接固连，三通弯管（4）的中部为中间进口（41），采用凸台定位形式，与球锥形燃烧室（3）的出口（34）通过焊接固连。

2.根据权利要求1所述的燃气发生器，其特征在于：所述喷注器（1）的顶部设有圆锥形氧化剂管嘴（11），管嘴（11）内部为管嘴腔（111）；喷注器（1）中部为氧化剂腔（112），管嘴腔（111）与氧化剂腔（112）连通；喷注器（1）的侧面设有圆柱形燃料剂管嘴（12），管嘴（12）内部为管嘴腔（121）；喷注器（1）的圆周设有环形的燃料剂腔（122），管嘴腔（121）与环形的燃料剂腔（122）连通；喷注器（1）的底部设有下凸台（13），下凸台（13）内设有规则排布的流道孔（14）、三击式喷注孔组（15）和燃料剂冷却孔（16）；所述流道孔（14）与燃料剂腔（122）连通；所述三击式喷注孔组（15）包括两个燃料剂孔（151）和一个氧化剂孔（152），其中燃料剂孔（151）与流道孔（14）相连通，氧化剂孔（152）与氧化剂腔（112）相连通；燃料剂冷却孔（16）与燃料剂腔（122）连通。

3.根据权利要求2所述的燃气发生器，其特征在于：所述流道孔（14）均沿环形的燃料剂腔（122）均匀分布，所述流道孔（14）共分三组，第一组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小5mm~55mm；第二组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小20mm~70mm；第三组流道孔（14）长度比下凸台（13）半径小40mm~90mm；所述第一组流道孔（14）中以间隔形式均匀分布的流道孔在径向方向上相互连通。

4.根据权利要求2所述的燃气发生器，其特征在于：所述的一个氧化剂孔（152）位于两个燃料剂孔（151）的中间，两个燃料剂孔（151）的轴线均与一个氧化剂孔（152）的轴线夹角为10°～80°，且三根轴线共同交汇于一点。

5.根据权利要求2所述的燃气发生器，其特征在于：所述燃料剂冷却孔（16）位于下凸台（13）的底部边缘区域，并沿圆周均匀分布。

6.根据权利要求1所述的燃气发生器，其特征在于：所述圆柱环（21）的轴线与圆锥环（22）的轴线之间的夹角为110°～160°。

7.根据权利要求1所述的燃气发生器，其特征在于：所述侧孔（31）的轴线与出口（34）的轴线之间的夹角为100°～170°。