液体火箭发动机的一体化喷注器

摘要

本发明涉及一种液体火箭发动机的一体化喷注器，包括底板、外筒、燃料喷嘴、氧化剂喷嘴、涡流器和均流固定器，外筒具有中心轴，中心轴与外筒筒壁之间通过环形横板连接，环形横板将外筒内腔分为上腔和下腔；下腔的侧壁上设置多个燃料通孔，底部连接底板；底板上设置多个燃料喷嘴固定孔，环形横板上设置多个氧化剂喷嘴固定孔；燃料喷嘴和氧化剂喷嘴相适应的连接在每一对燃料喷嘴固定孔和氧化剂喷嘴固定孔之间；并在燃料喷嘴内壁和氧化剂喷嘴外壁之间形成燃料环形通道；氧化剂喷嘴顶端嵌入涡流器；上腔内设置均流固定器，均流固定器通过多个立柱一一对应固定每个涡流器。本发明简化了涡流器的固定结构，同时提高了氧化剂的流动均匀性。

权利要求

1.一种液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于包括：底板(1)、外筒(2)、燃料喷嘴(3)、氧化剂喷嘴(4)、涡流器(5)和均流固定器(6)，所述外筒(2)具有中心轴(201)，中心轴(201)与外筒(2)筒壁之间通过环形横板(202)连接，环形横板(202)将外筒(2)内腔分为上腔和下腔；所述下腔的侧壁上均匀设置多个燃料通孔(203)，下腔的底部连接底板(1)；

底板(1)上均匀设置多个燃料喷嘴固定孔(101)，环形横板(202)上均匀设置多个氧化剂喷嘴固定孔(204)，氧化剂喷嘴固定孔(204)与燃料喷嘴固定孔(101)的位置一一对应；燃料喷嘴(3)和氧化剂喷嘴(4)相适应的连接在每一对燃料喷嘴固定孔(101)和氧化剂喷嘴固定孔(204)之间；并在燃料喷嘴(3)内壁和氧化剂喷嘴(4)外壁之间形成燃料环形通道；

氧化剂喷嘴(4)顶端嵌入涡流器(5)；所述上腔内设置均流固定器(6)，均流固定器(6)通过多个立柱(601)一一对应固定每个涡流器(5)；

所述燃料喷嘴(3)呈圆筒形，燃料喷嘴(3)包括上分段(301)和下分段(302)，所述下分段(302)的侧壁上沿圆周方向均匀设置多个径向燃料入口(303)；所述下分段(302)的内径大于上分段(301)的内径。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：所述中心轴(201)上设置中心轴向孔(205)。

3.根据权利要求1或2中任一项所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：所述氧化剂喷嘴(4)呈具有阶梯形外轮廓的圆筒形，包括涡流器安放段(401)和插接固定段(402)，涡流器安放段(401)的外径大于安插固定段(402)的外径；涡流器安放段(401)的内腔与插接固定段(402)的内腔之间通过过渡段(403)逐渐缩小内径。

4.根据权利要求3所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：

每个涡流器安放段(401)内嵌入一个涡流器(5)；所述插接固定段(402)的外径与燃料喷嘴(3)上分段(301)的内径相适应套接；插接固定段(402)与燃料喷嘴(3)下分段(302)之间形成燃料环形通道；插接固定段(402)的轴向长度小于燃料喷嘴(3)的轴向长度。

5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：所述过渡段(403)的轴向截面呈等腰梯形。

6.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：所述涡流器(5)外壁表面设置连通涡流器(5)上下端面的螺旋通道(501)。

7.根据权利要求6所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：所述螺旋通道(501)的横截面呈正方形、长方形或者梯形。

8.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：所述均流固定器(6)还包括均流面板(602)，均流面板(602)的底面连接多个立柱(601)；

所述均流面板(602)上开设多个均流孔(603)。

9.根据权利要求1所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，其特征在于：

所述燃料喷嘴(3)和氧化剂喷嘴(4)之间通过螺纹连接。

说明书

液体火箭发动机的一体化喷注器

技术领域

[0001] 本发明涉及火箭发动机喷注器技术领域，尤其涉及一种液体火箭发动机的一体化喷注器。

背景技术

[0002] 火箭发动机的发展方向是简化结构以提高发动机可靠性，同时保证发动机性能。

[0003] 传统的火箭发动机喷注器采用同轴离心结构，包括同轴切向孔式离心喷注器和同轴涡流器式离心喷注器，所述离心喷注器通过切向孔或涡流器实现氧化剂的旋流、雾化；再通过氧化剂喷嘴与燃料喷嘴间的环缝实现燃料的轴向喷出；其中氧化剂喷嘴出口相对燃料喷嘴出口有一定距离的缩进，使雾化的氧化剂在高速喷出的燃料带动下进一步雾化，二者充分混合后燃烧。上述两种形式喷注器的氧化剂和燃料采用分体式结构实现输送，其分体式结构需要分别进行固定，因此整体结构相对复杂。

[0004] 对于现有的同轴切向孔式离心喷注器，还存在如下缺点：

[0005] 一、可靠性相对较差：其氧化剂喷嘴上部靠翻边固定，在发动机起动或者关机时，容易在压力峰的作用下导致翻边失效，进而造成喷注器不能正常工作；

[0006] 二、适应性较差：工作范围相对较窄，不能适应大范围工况地变化；燃烧效率在大范围变工况时较低，限制了火箭发动机的性能提升。

[0007] 对于现有同轴涡流器式离心喷注器来说，其相比于同轴切向孔式离心喷注器能适应大范围的工况变化，但是涡流器固定方式复杂，造成液体流动均匀性较差。

[0008] 因此，针对以上不足，需要提供一种结构更加简化的喷注器，以提高发动机运行可靠性；同时使液体流动均匀性更好，燃烧效率提高。

发明内容

[0009] 本发明要解决的技术问题在于，针对现有技术中喷注器的涡流器固定方式复杂，造成氧化剂流动均匀性较差的缺陷，提供一种液体火箭发动机的一体化喷注器。

[0010] 为了解决上述技术问题，本发明提供了一种液体火箭发动机的一体化喷注器，包括：底板、外筒、燃料喷嘴、氧化剂喷嘴、涡流器和均流固定器，

[0011] 所述外筒具有中心轴，中心轴与外筒筒壁之间通过环形横板连接，环形横板将外筒内腔分为上腔和下腔；所述下腔的侧壁上均匀设置多个燃料通孔，下腔的底部连接底板；

[0012] 底板上均匀设置多个燃料喷嘴固定孔，环形横板上均匀设置多个氧化剂喷嘴固定孔，氧化剂喷嘴固定孔与燃料喷嘴固定孔的位置一一对应；燃料喷嘴和氧化剂喷嘴相适应的连接在每一对燃料喷嘴固定孔和氧化剂喷嘴固定孔之间；并在燃料喷嘴内壁和氧化剂喷嘴外壁之间形成燃料环形通道；

[0013] 氧化剂喷嘴顶端嵌入涡流器；所述上腔内设置均流固定器，均流固定器通过多个立柱一一对应固定每个涡流器。

[0014] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述中心轴上设置中心轴向孔。

[0015] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述燃料喷嘴呈圆筒形，燃料喷嘴包括上分段和下分段，所述下分段的侧壁上沿圆周方向均匀设置多个径向燃料入口；所述下分段的内径大于上分段的内径。

[0016] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述氧化剂喷嘴呈具有阶梯形外轮廓的圆筒形，包括涡流器安放段和插接固定段，涡流器安放段的外径大于安插固定段的外径；涡流器安放段的内腔与插接固定段的内腔之间通过过渡段逐渐缩小内径。

[0017] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，每个涡流器安放段内嵌入一个涡流器；所述插接固定段的外径与燃料喷嘴上分段的内径相适应套接；插接固定段与燃料喷嘴下分段之间形成燃料环形通道；插接固定段的轴向长度小于燃料喷嘴的轴向长度。

[0018] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述过渡段的轴向截面呈等腰梯形。

[0019] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述涡流器外壁表面设置连通涡流器上下端面的螺旋通道。

[0020] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述螺旋通道的横截面呈正方形、长方形或者梯形。

[0021] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述均流固定器还包括均流面板，均流面板的底面连接多个立柱；

[0022] 所述均流面板上开设多个均流孔。

[0023] 在根据本发明所述的液体火箭发动机的一体化喷注器中，所述燃料喷嘴和氧化剂喷嘴之间通过螺纹连接。

[0024] 实施本发明的液体火箭发动机的一体化喷注器，具有以下有益效果：本发明适用于双组元液体火箭发动机，它以外筒为一体化设计的基础，通过外筒与底板的结合，为燃料喷嘴和氧化剂喷嘴提供安放固定的空间，同时涡流器直接嵌放在氧化剂喷嘴内实现位置上的安装固定；本发明结合均流固定器对氧化剂的均流作用，涡流器对氧化剂进行离心旋转与雾化，以及简化了的涡流器固定结构，大大地提高了氧化剂流动均匀性。

[0025] 本发明所述喷注器的结构，在使氧化剂流动均匀性提高的基础上，还使氧化剂流动阻力降低，从而使发动机在大范围变工况时能够维持较高的燃烧效率，显著地提高了液体火箭发动机的性能，并为发动机的可靠工作提供保障。

附图说明

[0026] 图1为根据本发明的液体火箭发动机的一体化喷注器的示例性结构图；

[0027] 图2为图1的俯视图；

[0028] 图3为根据本发明的底板的示例性剖视图；

[0029] 图4为根据本发明的底板的俯视图；

[0030] 图5为根据本发明的外筒的示例性剖视图；

[0031] 图6为根据本发明的外筒的俯视图；

[0032] 图7为根据本发明的燃料喷嘴的示例性剖视图；

[0033] 图8为根据本发明的氧化剂喷嘴的示例性剖视图；

[0034] 图9为根据本发明的涡流器的示例性结构图；

[0035] 图10为图9的左视图；

[0036] 图11为根据本发明的均流固定器的示例性剖视图；

[0037] 图12为根据本发明的均流固定器的俯视图。

具体实施方式

[0038] 为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

[0039] 具体实施方式、本发明提供了一种液体火箭发动机的一体化喷注器，结合图1至图6所示，包括：底板1、外筒2、燃料喷嘴3、氧化剂喷嘴4、涡流器5和均流固定器6，所述外筒2具有中心轴201，中心轴201与外筒2筒壁之间通过环形横板202连接，环形横板202将外筒2内腔分为上腔和下腔；所述下腔的侧壁上均匀设置多个燃料通孔203，下腔的底部连接底板1；

[0040] 底板1上均匀设置多个燃料喷嘴固定孔101，环形横板202上均匀设置多个氧化剂喷嘴固定孔204，氧化剂喷嘴固定孔204与燃料喷嘴固定孔101的位置一一对应；燃料喷嘴3和氧化剂喷嘴4相适应的连接在每一对燃料喷嘴固定孔101和氧化剂喷嘴固定孔204之间；并在燃料喷嘴3内壁和氧化剂喷嘴4外壁之间形成燃料环形通道；

[0041] 氧化剂喷嘴4顶端嵌入涡流器5；所述上腔内设置均流固定器6，均流固定器6通过多个立柱601一一对应固定每个涡流器5。

[0042] 本实施方式通过外筒2搭建的框架，实现了对涡流器5和均流固定器6的一体化安装设计。其中均流固定器6在实现氧化剂均流作用的同时，还实现了对涡流器5的固定，从而简化了涡流器5的固定结构；均流固定器6预先对氧化剂进行均流，也为氧化剂在氧化剂喷嘴4内进一步均匀流动提供了基础。

[0043] 所述氧化剂喷嘴固定孔204与燃料喷嘴固定孔101的个数相同，位置一一对应，用于对应连接燃料喷嘴3与氧化剂喷嘴4，也简化了同轴离心喷嘴的装配。以燃料喷嘴固定孔101为例，燃料喷嘴固定孔101在底板1上沿径向和圆周向均匀分布，如图4所示。

[0044] 作为示例，所述底板1的厚度可以为4-8mm，燃料喷嘴固定孔101数目可以为6-360个，在底板1上形成多圈的均匀分布。燃料喷嘴固定孔101的孔径大小与燃料喷嘴3相适应。

[0045] 作为示例，所述燃料通孔203在外筒2的筒壁上沿圆周方向均匀分布，其孔径可以为Φ4mm-Φ16mm，孔数可以为6-50个。

[0046] 作为示例，所述氧化剂喷嘴固定孔204的个数与燃料喷嘴固定孔101相同，也可以为6-360个。氧化剂喷嘴固定孔204的孔径大小与氧化剂喷嘴4相适应。

[0047] 本实施方式的连接结构使用于液体火箭发动机中，有利于提高发动机工作的可靠性，并能获得更好的氧化剂喷雾效果，显著提高双组元液体火箭发动机的工作性能。

[0048] 作为示例，所述环形横板202可通过中心孔与中心轴201焊接固定；环形横板202与外筒2筒壁之间也可以采用焊接固定。所述焊接固定包括电子束及氩弧焊等焊接固定方式。

[0049] 作为示例，所述燃料喷嘴固定孔101与燃料喷嘴3之间可以采用焊接方式固定，所述焊接方式包括电子束及钎焊等焊接方式。氧化剂喷嘴固定孔204与氧化剂喷嘴4之间也可以采用焊接方式固定，所述焊接方式包括电子束及钎焊等焊接方式。

[0050] 本实施方式中，氧化剂由外筒2的上腔经均流固定器6进入到涡流器5实现离心旋转与雾化，再进入到氧化剂喷嘴4中，并在氧化剂喷嘴4的出口形成伞状液膜。燃料由所述燃料通孔203通入，经燃料喷嘴3侧壁进入燃料喷嘴3内腔，再经过燃料喷嘴3内壁和氧化剂喷嘴4外壁之间的燃料环形通道高速喷出。

[0051] 进一步，结合图5所示，所述中心轴201上设置中心轴向孔205。

[0052] 所述中心轴向孔205用于提供火药或火炬点火器的点火通道。

[0053] 作为示例，所述中心轴向孔205的孔径可以为Φ6mm-Φ20mm。

[0054] 再进一步，结合图7所示，所述燃料喷嘴3呈圆筒形，燃料喷嘴3包括上分段301和下分段302，所述下分段302的侧壁上沿圆周方向均匀设置多个径向燃料入口303；所述下分段302的内径大于上分段301的内径。

[0055] 所述径向燃料入口303的高度可略低于燃料通孔203，以方便燃料的流动。所述上分段301用于实现与氧化剂喷嘴4的固定连接，而下分段302的内径略大于上分段301的内径，是为了在下分段302与氧化剂喷嘴4之间留有缝隙，形成窄小的燃料环形通道。燃料由燃料通孔203进入外筒2的下腔，再通过径向燃料入口303进入到燃料环形通道，由于燃料环形通道的空间狭小，可实现燃料由燃料喷嘴3出口的高速喷出。

[0056] 作为示例，所述径向燃料入口303的孔径可以为Φ1-Φ3mm，径向燃料入口303沿圆周方向设置4-60个。

[0057] 所述下分段302的孔径可以为Φ4mm-Φ12mm，长度为20mm-50mm。

[0058] 再进一步，结合图8所示，所述氧化剂喷嘴4呈具有阶梯形外轮廓的圆筒形，包括涡流器安放段401和插接固定段402，涡流器安放段401的外径大于安插固定段402的外径；涡流器安放段401的内腔与插接固定段402的内腔之间通过过渡段403逐渐缩小内径。

[0059] 所述过渡段403处于涡流器安放段401内腔的底端，使涡流器安放段401的内腔平稳的缩小后，连通插接固定段402内腔，从而可在氧化剂经涡流器5实现离心旋转与雾化后，通过插接固定段402内腔实现对氧化剂流速的控制。

[0060] 作为示例，所述涡流器安放段401的孔径可以为Φ4mm-Φ12mm，长度为12mm-30mm；插接固定段402外壁的直径可以为Φ4.4mm-Φ13.2mm，长度为25mm-55mm；插接固定段402内腔直径可以为Φ1.6mm-Φ5.0mm，长度为28mm-60mm。

[0061] 再进一步，结合图1和图8所示，每个涡流器安放段401内嵌入一个涡流器5；所述插接固定段402的外径与燃料喷嘴3上分段301的内径相适应套接；插接固定段402与燃料喷嘴3下分段302之间形成燃料环形通道；插接固定段402的轴向长度小于燃料喷嘴3的轴向长度。

[0062] 本实施方式中，通过所述插接固定段402与上分段301形状的匹配实现二者相互的固定；由于所述下分段302的内径大于上分段301的内径，因此，与上分段301的内径相适应的插接固定段402，其外壁与下分段302之间形成间隙，用做燃料通道。

[0063] 作为示例，结合图8所示，所述过渡段403的轴向截面呈等腰梯形。等腰梯形结构，可以形成氧化剂喷嘴4内腔腔体的均匀缩小，从而确保氧化剂流动的均衡与稳定性。

[0064] 作为示例，结合图9和图10所示，所述涡流器5外壁表面设置连通涡流器5上下端面的螺旋通道501。

[0065] 本实施方式中，涡流器5的基本结构为圆柱状，其外表面通过设置螺旋通道501为氧化剂提供离心旋转与雾化的通道。涡流器5的任一横截面上，螺旋通道501为均匀分布，从而确保对氧化剂的均流。所述螺旋通道501的旋向无限制，可以左旋也可以右旋。

[0066] 作为示例，结合图9和图10所示，所述螺旋通道501的横截面呈正方形、长方形或者梯形。

[0067] 作为示例，螺旋通道501的横截面呈长方形时，其长短比在1.5-1之间；呈梯形时，可以为等腰梯形，其长短比为1.5-1，长高比为2-1。所述涡流器外径可以为Φ4mm-Φ12mm，长度可以为12mm-30mm。

[0068] 进一步，结合图11和图12所示，所述均流固定器6还包括均流面板602，均流面板602的底面连接多个立柱601；

[0069] 所述均流面板602上开设多个均流孔603。

[0070] 本实施方式中，均流固定器6通过设置均流面板602实现对氧化剂的均流作用，从而实现了氧化剂在不同氧化剂喷嘴4内的均流。立柱601的设置位置与涡流器5所处的位置相对应。所述均流面板602连接在中心轴201和外筒2筒壁之间，其与中心轴201和外筒2筒壁的连接面可以设置倒角，在倒角处可以通过氩弧焊等焊接方式实现与外筒2的连接。

[0071] 作为示例，结合图11所示，所述倒角的斜面向上，倒角角度可以为45°-70°。

[0072] 均流孔603在均流面板602上可以均布或者非均布，用于实现氧化剂的均流。所述均流孔603可以在均流面板602上以阵列形式分布。作为示例，均流面板602上的均流孔603可以沿其径向形成多环分布，相邻圆环上的均流孔603大小可以相同，也可以不同；同一圆环上的均流孔603大小可以设置为相同，从而可使经每一圆环均流的氧化剂在同一圆周上的流量均衡。

[0073] 作为示例，所述均流孔603的孔径可以为Φ1-Φ12mm，均流孔603数目可以为20-120个；所述立柱601的数目与涡流器5数目相同，可以为6-360个，立柱601直径为Φ3mm-Φ
10mm，长度为10mm-30mm。

[0074] 在使用中，均流孔603的具体排布形式，可根据需要通过仿真和试验等手段确定，从而获得均流孔603的数量、排布形式及孔径等特征。

[0075] 作为示例，结合图1所示，所述燃料喷嘴3和氧化剂喷嘴4之间通过螺纹连接。所述燃料喷嘴3的内壁可设置内螺纹，氧化剂喷嘴4的外壁可设置外螺纹，二者之间通过螺纹结构实现连接。所述内螺纹可以为M5-M12，螺纹长度5mm-16mm。

[0076] 基于所述的液体火箭发动机的一体化喷注器，液体火箭发动机的喷注方法为：

[0077] 由燃料通孔203向所述下腔通入燃料，燃料经径向燃料入口303进入到燃料喷嘴3与氧化剂喷嘴4之间的燃料环形通道，由燃料喷嘴3高速喷出；

[0078] 同时，氧化剂通过均流面板602实现均流作用后，进入到涡流器5的螺旋通道中进行离心旋转与雾化，然后进入插接固定段402内腔，并在插接固定段402的出口形成伞状液膜；

[0079] 所述氧化剂的伞状液膜在燃料喷嘴3高速喷出的燃料带动下，进一步雾化，并与燃料相混合。

[0080] 氧化剂与燃料的混合物经本发明所述喷注器喷注后，可进一步进入发动机推力室，并在推力室内部燃烧，形成高温高压燃气，最后经收缩-扩张的拉瓦尔喷管高速喷出。

[0081] 本发明适用于高性能双组元液体火箭发动机，例如液氧煤油、液氧甲烷、液氧液氢、四氧化二氮偏二甲肼等火箭发动机。其中，所述氧化剂包括液氧或四氧化二氮；燃料包括氢、甲烷或偏二甲肼。

[0082] 综上所述，本发明能够在发动机不同工况下保持较高的燃烧效率，显著提高发动机的变推比。它通过均流固定器实现了涡流器的一体化固定，简化了喷注器的结构，从而提高了发动机工作的可靠性。

[0083] 最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。