针栓式喷注器、火箭发动机及火箭制造技术

本发明专利技术提供了一种针栓式喷注器、火箭发动机及火箭，涉及运载工具技术领域，该针栓式喷注器包括针栓和套设于针栓的轴套，轴套与针栓之间形成环状的液体通道；液体通道包括沿针栓的轴向设置的中心流道和自激振荡腔；自激振荡腔包括收缩段、突扩段和直圆段，直圆段的流道直径介于收缩段与突扩段之间；中心流道连通收缩段，且中心流道的流道直径大于收缩段的流道直径；针栓的一端与所述轴套的出口端之间形成径向环缝；该火箭发动机包括针栓式喷注器；该火箭机包括火箭发动机。通过该针栓式喷注器，解决了现有技术中存在的在推进剂大流量工况下，径向液膜不易在轴向气流的作用下发生破碎和进一步雾化的技术问题。和进一步雾化的技术问题。和进一步雾化的技术问题。

【技术实现步骤摘要】
针栓式喷注器、火箭发动机及火箭


[0001]本专利技术涉及运载工具
，尤其是涉及一种针栓式喷注器、火箭发动机及火箭。

技术介绍

[0002]针栓式变推力火箭发动机具有燃烧效率高、调节能力强、面关机特性和可靠性高的特点，可用于星际入轨和降落。其中，最具代表性的是阿波罗计划的登月下降发动机LMDE和我国探月工程的7500N变推力下降发动机。
[0003]一般技术中，推进剂从针栓喷注器喷出后的雾化效果和蒸发、掺混过程直接影响变推力火箭发动机的燃烧效率和稳定性。
[0004]气液针栓式喷注器通常采用液体中心式设计，即液体推进剂经过针栓中心流道，由针栓头部的径向环缝或者一系列小孔呈径向放射状喷注，气体推进剂通过针栓外侧的径向环缝轴向喷注。径向放射状射流与轴向环形射流呈90度交叉撞击，使推进剂雾化混合。
[0005]在采用气液环缝式针栓喷注器的变推力火箭发动机中，在保持混合比不变条件下，推进剂流量随工况升高、推力增大而增大。其中，中心流道径向环缝开度随液体推进剂流量增加而增大，形成较厚且连续的径向环形液膜；由于气体的膨胀作用，从外侧轴向径向环缝进入推力室的气体推进剂只有一部分作用在径向液膜上。因此，在推进剂大流量工况下，径向液膜不易在轴向气流的作用下发生破碎和进一步雾化。

技术实现思路

[0006]本专利技术的目的在于提供一种针栓式喷注器、火箭发动机及火箭，以缓解现有技术中存在的在推进剂大流量工况下，径向液膜不易在轴向气流的作用下发生破碎和进一步雾化的技术问题。
[0007]第一方面，本专利技术提供一种针栓式喷注器，包括：针栓和套设于所述针栓的轴套，所述轴套与所述针栓之间形成环状的液体通道；所述液体通道包括沿所述针栓的轴向设置的中心流道和自激振荡腔；所述自激振荡腔包括收缩段、突扩段和直圆段，所述直圆段的流道直径介于所述收缩段与所述突扩段之间；所述中心流道连通所述收缩段，且所述中心流道的流道直径大于所述收缩段的流道直径；所述针栓的一端与所述轴套的出口端之间形成径向环缝。
[0008]进一步的，所述轴套采用分体式结构；所述轴套包括相连接的轴套身部、自激腔部以及轴套出口部，所述自激腔部具有相平行设置的收缩内型面和突扩内型面，所述轴套出口部具有直圆内型面。
[0009]进一步的，所述轴套身部的外周面沿所述轴向设有第一凹台；所述自激腔部包括本体、分别凸出于所述本体的两侧且沿所述轴向延伸的第一凸台和第二凸台；所述轴套出口部的内周面沿轴向设有第二凹台；所述第一凸台固定连接于所述第一凹台，所述第二凸台固定连接于所述第二凹台；所述收缩内型面设置于所述本体，所述突扩内型面设置于所
述第二凸台。
[0010]进一步的，所述第一凸台与所述第一凹台螺纹连接；所述第二凸台与所述第二凹台螺纹连接。
[0011]进一步的，所述针栓式喷注器的液体推进剂经过所述自激振荡腔后，自击振荡频率为：
[0012][0013]其中，所述中心流道靠近所述收缩段处设有直管段，d0为所述直管段的管径，10为所述直管段的管长；d1为所述收缩段的流道直径，d2为所述直圆段的流道直径；D为所述突扩段的流道直径，L为所述突扩段的流道长度；α为下喷嘴碰撞壁夹角。
[0014]进一步的，对于所述自激振荡，d
1-d为等效上喷嘴入口流道直径，d
2-d为等效下喷嘴出口流道直径，D-d为等效自激振荡腔室直径；
[0015]所述自激振荡腔的参数配比：(d
2-d)/(d
1-d)∶1.5～2.3，L/(D-d)：0.4～0.7，(D-d)/(d
2-d)∶6～9；
[0016]其中，d为所述针栓的针栓连接杆的直径。
[0017]进一步的，所述针栓包括相连接的针栓身部、针栓连接杆以及针栓头部，所述针栓头部沿所述轴向凸出于所述轴套的出口端。
[0018]进一步的，所述针栓式喷注器还包括喷注器壳体；所述喷注器壳体与所述轴套之间形成环状的气体通道；所述气体通道用于提供轴向气流。
[0019]有益效果：
[0020]本专利技术提供的针栓式喷注器，液体通道包括沿针栓的轴向设置的中心流道和自激振荡腔；其中，自激振荡腔包括收缩段、突扩段和直圆段，直圆段的流道直径介于收缩段与突扩段之间；中心流道连通收缩段，且中心流道的流道直径大于收缩段的流道直径；针栓的一端与轴套的出口端之间形成径向环缝；该针栓式喷注器在具体工作过程中，通过前述设置，液体推进剂射流经过中心流道进入自激振荡腔，高速射流中的离散涡在自激振荡腔室内的剪切层中被选择性放大，形成大尺度涡旋结构，进而形成沿轴向对称分布的空化气囊；空化气囊对入口来流产生周期性的能量聚集与释放，使连续射流转变为脉冲射流，并使射流具有压力的波动和一定的空化效应；同时，自激振荡腔内存在着的大尺度漩涡以及脉冲压力的振荡效应，将导致自激振荡腔内漩涡空化和振荡空化的形成，从而加强空化效果。
[0021]另外，该针栓式喷注器结合气体流道工作时，液体推进剂经过中心流道和自激振荡腔作用后，可从径向环缝喷出即为离散的液滴，液滴在轴向气流(气体流道能够产生轴向气流)的作用下进一步破碎雾化；离散液滴能够充分与轴向气流作用，二次雾化形成的小液滴空间分布为实心圆锥区域，充满整个喷注器下游流场。
[0022]第二方面，本专利技术提供一种火箭发动机，包括：前述实施方式任一项所述的针栓式喷注器。
[0023]有益效果：
[0024]本专利技术提供的火箭发动机包括前述的针栓式喷注器，其中，该火箭发动机所达到的技术优势及效果同样包括针栓式喷注器所达到的技术优势及效果，此处不再赘述。
[0025]第三方面，本专利技术提供一种火箭，包括：前述实施方式所述的火箭发动机。
[0026]有益效果：
[0027]本专利技术提供的火箭包括前述的火箭发动机，其中，该火箭所达到的技术优势及效果同样包括火箭发动机所达到的技术优势及效果，此处不再赘述。
附图说明
[0028]为了更清楚地说明本专利技术具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本专利技术的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
[0029]图1为本专利技术实施例提供的针栓式喷注器的剖视图；
[0030]图2为本专利技术实施例提供的针栓式喷注器的尺寸标注示意图；
[0031]图3为图1所示A处的局部放大示意图；
[0032]图4为本专利技术实施例提供的针栓式喷注器中的自激腔部的空化效应的示意图。
[0033]图标：
[0034]10-中心流道；11-直管段；
[0035]21-收缩段；22-突扩段；23-直圆段；
[0036]30-径向环缝；
[0037]110-针栓身部；120-针栓连接杆；130-针栓头部；
[0038]210-轴套身部；220-自激腔部；本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种针栓式喷注器，其特征在于，包括：针栓和套设于所述针栓的轴套，所述轴套与所述针栓之间形成环状的液体通道；所述液体通道包括沿所述针栓的轴向设置的中心流道(10)和自激振荡腔；所述自激振荡腔包括收缩段(21)、突扩段(22)和直圆段(23)，所述直圆段(23)的流道直径介于所述收缩段(21)与所述突扩段(22)之间；所述中心流道(10)连通所述收缩段(21)，且所述中心流道(10)的流道直径大于所述收缩段(21)的流道直径；所述针栓的一端与所述轴套的出口端之间形成径向环缝(30)。2.根据权利要求1所述的针栓式喷注器，其特征在于，所述轴套采用分体式结构；所述轴套包括相连接的轴套身部(210)、自激腔部(220)以及轴套出口部(230)，所述自激腔部(220)具有相平行设置的收缩内型面和突扩内型面，所述轴套出口部(230)具有直圆内型面。3.根据权利要求2所述的针栓式喷注器，其特征在于，所述轴套身部(210)的外周面沿所述轴向设有第一凹台；所述自激腔部(220)包括本体(221)、分别凸出于所述本体(221)的两侧且沿所述轴向延伸的第一凸台(222)和第二凸台(223)；所述轴套出口部(230)的内周面沿轴向设有第二凹台；所述第一凸台(222)固定连接于所述第一凹台，所述第二凸台(223)固定连接于所述第二凹台；所述收缩内型面设置于所述本体(221)，所述突扩内型面设置于所述第二凸台(223)。4.根据权利要求3所述的针栓式喷注器，其特征在于，所述第一凸台(222)与所述第一凹台螺纹连接；所述第二凸台(223)与所述第二凹台螺纹连接。5.根据权利要求1...

【专利技术属性】
技术研发人员：杨庆春，周文元，朱清波，靳雨树，赵融会，徐旭，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：