[发明专利]一种气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器

说明书

技术领域

本发明属于液体火箭发动机推进技术领域，具体涉及一种气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器。

背景技术

推力室涡流冷却技术是美国ORBITEC公司提出的一种新型的推力室概念，将推进剂限制在两股同轴旋转的涡流区域的内部进行混合、燃烧，涡流的外部区域能够阻止高温燃烧产物与燃烧室内壁面接触。采用推力室涡流冷却技术，可以解决燃烧室表面由于推进剂燃烧而产生的严重热载荷的问题。

与传统的再生冷却方法相比，涡流冷却推力室技术主要有以下特点：(1)减少用于再生冷却的冷却剂的压力损失；(2)由于涡流作为有效的燃烧稳定器，提高了燃烧的稳定性；(3)能够改善一些发动机的冷却问题，例如，推力较小的发动机，由于冷却剂流量小，需要增加内流冷却剂流量才能满足冷却要求，这会增加比冲损失；(4)对于用煤油作为燃料的发动机，采用涡流冷却技术，可以避免煤油结焦的问题；(5)采用涡流冷却技术，燃烧室圆筒段取消了再生冷却的夹层结构，从而降低了燃烧室的重量。

涡流冷却发动机内部流场为双向涡流结构，内部为反应流涡，外部为冷却流涡。从推力室涡流冷却技术的特点可以看出，位于燃烧室底部的氧化剂喷注器直接影响着壁面的冷却效果，而燃烧室的燃烧效率又与顶部的燃料喷注器相关，因此喷注器的形式对涡流冷却发动机的性能非常重要。

从国外所发表的各种文献来看，燃料喷嘴的排列方式有两种：轴向和径向，而氧化剂喷嘴的排列只有周向式。虽然燃料喷嘴沿径向喷注有比较好的性能，但是会破坏外部的涡流结构，降低了壁面的冷却效果。根据外部涡流的特点，氧化剂在燃烧室顶部的轴向速度为零，因此，燃料喷嘴的轴向排列使推进剂燃烧区域集中在燃烧室的顶部，造成燃烧室顶部热载荷大，温度高。

发明内容

针对现有推力室涡流冷却技术中存在的问题，本发明提出一种气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器，解决了燃烧室壁面温度高，冷却效果不理想的问题。本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器已应用于推力3000N，燃烧室压力为2MPa的推力室上。

一种气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器，其特征在于：包括喷注器头部、扰流盘、喷注面板、燃烧室、气氧喷注环和喷管；

所述的喷注器头部为平板结构，底部具有凹槽A，喷注器头部在凹槽A的外边缘均匀分布有多个通孔H，喷注器头部的中心位置具有通孔A，通孔A内安装有火花塞，在通孔A的两侧对称分布有孔B和孔C，位于孔B和孔C的下方设置有环形的气氢集液腔，该气氢集液腔与孔B、孔C连通，气氢集液腔深度方向的中间位置固定有扰流盘，将气氢集液腔分为上下两个腔体；

所述的燃烧室为中空结构，燃烧室顶部的外壁周向固定有法兰盘A，将法兰盘A与喷注器头部上的通孔H通过螺栓固定连接；喷注器头部的凹槽A与燃烧室顶部之间还固定有喷注面板；

所述的喷注面板为平板形结构，喷注面板朝向凹槽A的上表面上具有凹槽B，喷注面板中心具有通孔E，通过通孔E和通孔A固定火花塞，在通孔E的外围均匀分布有多个阶梯通孔F，用于固定气氢喷嘴；

所述的燃烧室的底部与气氧喷注环相连接，气氧喷注环为中空的圆环形薄片结构，其壁面上均匀分布有多个孔M，燃烧室底部的外缘与气氧喷注环的外壁周向固定有法兰盘B，法兰盘B周向均匀分布有多个通孔G，且在通孔G和法兰盘B的中心之间还对称分布有2个阶梯孔K，通孔G通过螺栓与喷管固定，阶梯孔K用于安装气氧接管嘴；在阶梯孔K的下方的法兰盘B还具有环形腔B，气氧喷注环的外壁面构成环形腔B的靠近法兰盘B中心的侧壁，气氧经阶梯孔流入环形腔B中，再经气氧喷注环上的孔M到达燃烧室内部，孔M形成气氧喷嘴；

气氧喷注环的底部连接喷管，喷管顶部的外壁固定有法兰盘C，通过法兰盘C与法兰盘B固定，实现喷管与燃烧室的固定；法兰盘C的上表面具有环形腔C，该环形腔C顶部与环形腔B的底部连通，形成闭合的空腔。

本发明具有的优点在于：

(1)本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器，气氧喷嘴沿燃烧室内壁面向上倾斜，提高了外部涡流的稳定性，改善了冷却效果。

(2)本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器，气氢喷嘴伸入燃烧室，将燃烧室燃烧中心区域下移，并对喷注面板形成有效保护。

(3)本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器，结构简单，喷嘴均为直流孔形式。

附图说明

图1：本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器的剖面图；

图2：本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器的喷注器头部主视图；

图3：本发明提出的气氢/气氧涡流冷却推力室喷注器的喷注器头部剖面图；