一种火箭发动机用防回火喷注器制造技术

本发明专利技术提供了一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板、支架、集合器、毛细管以及多孔材料喷注芯体；所述多孔材料喷注芯体安装在喷注板上，两者为紧配合，所述集合器上设置有集液腔，所述喷注板上设置有环形分配槽道；推进剂沿由集液腔，毛细管，环形分配槽道及多孔材料喷注芯体构成的流动通道流动，由环形分配槽道分配，经由多孔材料喷注芯体均匀喷注雾化。通过调整毛细管内的推进剂流速抑制主流回火，通过多孔材料喷注芯体微米量级流动通道，降低火焰传播时的能量实现防回火。本发明专利技术具有结构简单、工艺成熟等优点，兼顾防回火和高效燃烧功能，适用于其他对性能要求高但易发生回火的发动机和燃烧装置。

【技术实现步骤摘要】
一种火箭发动机用防回火喷注器
本专利技术涉及火箭发动机设备领域，具体地，涉及一种火箭发动机用防回火喷注器。
技术介绍
氧化亚氮(N2O俗称“笑气”)基复合推进剂是氧化亚氮与烷烃、烯烃等预混而成的新型绿色高能单组元推进剂。氧化亚氮基复合推进技术相比传统常规单组元推进技术，它在实现高比冲的同时，可简化动力系统组成，提高动力系统性能，改善动力系统使用维护性，是一种非常具备发展潜力的推进技术。氧化亚氮基复合推进剂具有较高的饱和蒸气压，常规状态极易气化，且气相燃烧速度极快，在点火及燃烧过程中，容易发生回火现象，导致供应系统爆炸，存在安全隐患。而常规防回火措施，例如水封、单向阀和阻火器等，其中水封不适合液态供应的推进剂，单向阀和阻火器大量应用于工业防回火设计，但其应用的回火介质燃烧速度较慢，且大多防回火措施都存在飞行环境失效以及降低动力系统效率等不足，不适合应用于空间推进领域。研制一种兼顾发动机燃烧性能和防回火的喷注器，成为液体火箭推进行业研制难题。目前国内没有发现同本专利技术类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种火箭发动机用防回火喷注器。根据本专利技术提供的一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板1、支架2、集合器3、毛细管4以及多孔材料喷注芯体5；所述多孔材料喷注芯体5安装在喷注板1上，两者为紧配合，所述集合器3上设置有集液腔31，所述喷注板1上设置有环形分配槽道11；推进剂沿由集液腔31，毛细管4，环形分配槽道11及多孔材料喷注芯体5构成的流动通道流动，由环形分配槽道11分配，经由多孔材料喷注芯体5均匀喷注雾化。较佳的，所述推进剂为具有回火特性的推进剂，包括笑气基复合推进剂、氧/碳氢燃料混合推进剂或空气/碳氢燃料混合推进剂。较佳的，所述支架2为薄壁多孔结构，用以结构支撑及热量隔离。较佳的，所述毛细管4为薄壁结构，分布形式为同心圆，毛细管内未燃气流速大于反应物的消耗速度，抑制主流回火。较佳的，所述多孔材料喷注芯体5由多孔介质材料或多层烧结网材料制成；多孔材料喷注芯体5的孔隙大小为微米量级，通过降低火焰微团能量从而阻止火焰向上游传播；同时使推进剂均匀地喷入燃烧室。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：本专利技术通过毛细管内推进剂流速控制抑制毛细管内主流回火，通过喷注器微米量级流动通道抑制火焰向上游的传播，解决了液相及气液两相供应的推进剂防回火问题。利用微孔结构的喷注器，实现了常规供应压力下，推进剂的高效雾化，保证了发动机的性能。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1是本专利技术一种火箭发动机用防回火喷注器的纵向剖面结构示意图；图2是本专利技术喷注板的纵向剖面结构示意图；图3是图2沿A向的局部结构示意图；图4是本专利技术集合器的纵向剖面结构示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。如图1至图4所示，本专利技术提供的一种火箭发动机用防回火喷注器，包括依序连接的：喷注板1、支架2、集合器3、毛细管4以及多孔材料喷注芯体5。多孔材料喷注芯体5安装在喷注板1上，两者为紧配合，集合器3上设置有集液腔31，喷注板1上设置有环形分配槽道11，实现推进剂均匀分配；推进剂沿由集液腔31，毛细管4，环形分配槽道11及多孔材料喷注芯体5构成的流动通道流动，由环形分配槽道11分配，经由多孔材料喷注芯体5均匀喷注雾化。在本实施例中，推进剂为具有回火特性的推进剂，包括笑气基复合推进剂、氧/碳氢燃料混合推进剂或空气/碳氢燃料混合推进剂。支架2为薄壁多孔结构，用以结构支撑及热量隔离。毛细管4为薄壁结构，分布形式为同心圆，毛细管内未燃气流速大于反应物的消耗速度，抑制主流回火。多孔材料喷注芯体5由多孔介质材料或多层烧结网材料制成；多孔材料喷注芯体5的孔隙大小为微米量级，通过降低火焰微团能量从而阻止火焰向上游传播；同时使推进剂均匀地喷入燃烧室。本专利技术支架2为薄壁多孔结构，具有较大的热阻，与毛细管4结构一起，实现了集合器3与喷注板1之间的热隔离，减小了热量向上游集液腔31的传导，避免了推进剂在流动过程中因高温而气化，进一步增强了喷注器的防回火功效。采用本专利技术火箭发动机用防回火喷注器，保证了推进剂喷注雾化，有效降低了高温火焰向供应管路上游的热传递，抑制了推进剂在流通通道内的燃烧反应，能够阻止火焰向上游的传播，起到了防回火作用。以上对本专利技术的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本专利技术并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本专利技术的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种火箭发动机用防回火喷注器，其特征在于，包括依序连接的：喷注板(1)、支架(2)、集合器(3)、毛细管(4)以及多孔材料喷注芯体(5)；所述多孔材料喷注芯体(5)安装在喷注板(1)上，两者为紧配合，所述集合器(3)上设置有集液腔(31)，所述喷注板(1)上设置有环形分配槽道(11)；推进剂沿由集液腔(31)，毛细管(4)，环形分配槽道(11)及多孔材料喷注芯体(5)构成的流动通道流动，由环形分配槽道(11)分配，经由多孔材料喷注芯体(5)均匀喷注雾化。

【技术特征摘要】
1.一种火箭发动机用防回火喷注器，其特征在于，包括依序连接的：喷注板(1)、支架(2)、集合器(3)、毛细管(4)以及多孔材料喷注芯体(5)；所述多孔材料喷注芯体(5)安装在喷注板(1)上，两者为紧配合，所述集合器(3)上设置有集液腔(31)，所述喷注板(1)上设置有环形分配槽道(11)；推进剂沿由集液腔(31)，毛细管(4)，环形分配槽道(11)及多孔材料喷注芯体(5)构成的流动通道流动，由环形分配槽道(11)分配，经由多孔材料喷注芯体(5)均匀喷注雾化。2.根据权利要求1所述的火箭发动机用防回火喷注器，其特征在于，所述推进剂为具有回火特性的推进剂，包括笑气基复合推...

【专利技术属性】
技术研发人员：王子模，关亮，吉林，刘昌国，杨茗，刘耀锋，杨芳芳，林庆国，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31