[发明专利]适用于大流量的气气喷注器及设计方法

说明书

【技术领域】

本发明涉及一种适用于大流量的气气喷注器及设计方法。本发明特别用于应用于液体火箭发动机的大流量的气气喷注器的设计。

【背景技术】

对于喷注器设计，在特定的推力室特征长度内，确保其燃烧效率的前提下，如能够增大单喷注器的流量，就能降低发动机上喷注器个数，从而简化结构、降低成本和增加可靠性，具有重要的工程价值。在此方面，国内外研究者已开展了大发动机上有关气液喷注器研究工作。文献H.TAMURA，H.SAKAMOTO，M.TAKAHASHI，M.SASAKI，”LOX/LH₂ Subscale Swirl Coaxial Injector Testing”，AIAA Paper NO.1997-2906及文献M.SASAKI，H.SAKAMOTO，M.TAKAHASHI，et al.“Comparativestudy ofrecessed and non-recessed swirl coaxial injector”，AIAA Paper NO.1997-2907.在燃料氧发动机上采用了旋流喷注器，以增强掺混来提高单喷注器的流量，但同时指出旋流喷注器带来了高热载问题；文献H.Immich，J.Alting，J.Kretschmer，D.Preclik.Germany，“TECHNOLOGIES FOR THRUST CHAMBERS OF FUTURELAUNCH VEHICLE LIQUID ROCKET ENGINES，AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit”，AIAA Paper NO.2002-4143及文献Dietrich Haeseler，Chris Mading and DieterPreclik，“LOX-Kerosene Oxidizer-Rich Gas-Generator and Main Combustion ChambersSubscale Testing”，AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit，AIAA Paper NO.2006-5197中以获得大流量的喷注器为目的，分别在同一推力室工况下，分别采用不同喷注器个数进行试验研究，考察其燃烧性能，喷注器采用了同轴剪切式设计；气气喷注燃烧过程，不同于喷雾燃烧过程，其没有了雾化和蒸发过程，仅有混合和反应过程，进行大流量气气喷注器的设计工作更值得开展。

针对气气喷注器的设计研究工作，至今主要有两个阶段的研究，文献Calhoon D.，Ito J.and Kors D.，“Investigation of Gaseous Propellant Combustion and AssociatedInjector-Chamber design Guide-lines，”Aerojet Liquid Rocket Company，NASA CR-121234，Contract NAS3-13379，July 1973.显示在20世纪70年代开展了针对航天飞机辅助推进系统的小发动机的气气喷注器的设计、试验及分析等研究工作，进行了剪切式、旋流式、预混式和撞击式等类型喷注器的设计参数影响的冷流研究，确定各喷注器类型的混合特性和燃烧对混合过程的影响；并在冷流基础上对各喷嘴开展了各喷注器类型的热试试验研究，考察各喷注器的燃烧性能、传热和稳定性，虽然在冷流中也研究了喷注器单元流量对混合的影响，但整个研究的主要目的是为了开发性能高、相容性好和长寿命的喷注器的工程设计准则。文献P.K.Tucker，M.D.Klemt and T.D.Smith.“DESIGN OF EFFICIENT GO₂/GH₂，INJECTORSA NASA，INDUSTRY ANDUNIVERSITY COPPERATIVE EFFORT，”AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit，AIAA Paper 1997显示90年代在宾夕法尼亚州立大学(PSU)、Rocketdyne及NASA等有步骤地开展了有关气气喷注器单喷嘴、多喷嘴的试验研究工作，但其主要目的是为演示验证发动机服务，所设计的单喷嘴流量都较小，在全流量演示验证发动机IPD主推力室甚至采用了390个喷注器，其单喷嘴平均流量还小于航天飞机主推力室单喷嘴流量。以往的气气喷注器方面的研究主要集中在混合和燃烧特性以及针对性发动机实际应用上，而专门针对于简化结构的大流量气气喷注器的研究工作还未见报道。

【发明内容】