[发明专利]针栓式喷注器、火箭发动机及火箭

说明书

本发明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。

技术领域

本发明涉及运载工具技术领域，尤其是涉及一种针栓式喷注器、火箭发动机及火箭。

背景技术

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。

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。

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。

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。

发明内容

本发明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。

第一方面，本发明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。

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。

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。

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。

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：

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。