[发明专利]一种新型液体火箭发动机针栓式喷注器

说明书

本发明公开了一种新型液体火箭发动机针栓式喷注器，包括与燃烧室身部连接的喷注器壳体，进入燃烧室前隔离两种推进剂的针阀，固定针栓的支板，与针阀共同形成内圈通道的针栓；喷注器壳体与针阀外锥面之间形成外喷嘴，针阀内锥面与针栓之间形成内喷嘴，两种推进剂分别经各自喷嘴后的喷注方向与推力室轴线均成一锐角；通过调节两个锐角角度大小，可以大幅调整两种推进剂撞击后的合动量方向，进而调整出高性能的工作点，同时具有结构简单，成本低的优点。

技术领域

本发明属于航天领域，特别是液体火箭发动机。

背景技术

针栓式喷注器液体火箭发动机具有结构简单、调节方便、燃烧稳定、可靠性高、成本低等优点，受到了越来越多的重视，特别是商业航天领域。但已有针栓式喷注器都有一个共同特点，内圈推进剂在推力室由内向外径向喷注，外圈推进剂经针阀后沿燃烧室轴线方向喷注，两个角度固定，难以对推进剂撞击后的合动量方向进行大幅调整，有时需要两种推进剂的压降相差较多，同时容易出现烧蚀，导致其应用受到一定的限制。

发明内容

本发明目的就是要得到一种应用非常广泛的针栓式喷注器，推动液体火箭发动机技术进一步发展。

为解决上述问题，本发明提供了一种新型液体火箭发动机针栓式喷注器，包括：与燃烧室身部连接的喷注器壳体，进入燃烧室前隔离两种推进剂的针阀，固定针栓的支板，与针阀共同形成内圈通道的针栓。

进一步的，在所述针阀出口段为两个相交的锥面，靠外的为外锥面，靠内的为内锥面。

进一步的，所述外锥面母线与燃烧室轴线之间的夹角β为一锐角。

进一步的，所述内锥面母线与燃烧室轴线之间的夹角α为一锐角。

进一步的，所述喷注器壳体侧面设有开口，外圈推进剂经该口进入喷注器。

进一步的，所述喷注器壳体与针阀之间形成外圈推进剂腔道，在该腔道出口段面积急剧缩小，形成外喷嘴。

进一步的，所述外圈推进剂经外喷嘴沿针阀外锥面环形喷入燃烧室。

进一步的，所述针阀头部设有开口，内圈推进剂经该口进入喷注器。

进一步的，所述针阀内部设有与之连接的支板，支板上固定沿燃烧室轴线向下的针栓。

进一步的，所述针阀与针栓之间形成内圈推进剂腔道，在该腔道出口段面积急剧缩小，形成内喷嘴。

进一步的，所述内圈推进剂经内喷嘴沿针阀内锥面环形喷入燃烧室。

进一步的，所述外圈推进剂和内圈推进剂在针阀外锥面和内锥面相交处进行撞击。

进一步的，所述外圈推进剂和内圈推进剂在撞击后发生雾化、混合，如果是自燃推进剂，立即发生化学反应，产生高温高压燃气；如果是非自燃推进剂，则在点火器作用下发生化学反应，产生高温高压燃气。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本申请的一部分，并不构成对本发明的不当限定，在附图中：

图1为实施例中一种新型液体火箭发动机针栓式喷注器。

具体实施方式

为了更充分的理解本发明的技术内容，下面将结合附图以及具体实施例对本发明作进一步介绍和说明。

实施例

如图1所示，本实施例所示的一种新型液体火箭发动机针栓式喷注器，包括燃烧室1、喷注器壳体2、针阀3、针阀支板4以及针栓5，在喷注器壳体2侧面设有开口，在针阀3顶部设有开口，针阀内部设有针栓支板4，支板4上固定针栓5；上述结构中，外圈推进剂由喷注器壳体2侧面开口进入，充填满外圈腔道后经外喷嘴沿外锥面环形喷入燃烧室，内圈推进剂由针阀3顶部开口进入，充填满内圈腔道后经内喷嘴沿内锥面环形喷入燃烧室，当两种推进剂都喷入燃烧室后，在针阀3外锥面与内锥面相交处发生撞击、雾化、混合，如果是自燃推进剂，在混合同时发生化学反应，产生高温高压燃气，如果是非自燃推进剂，喷注器头部还装有点火器，在点火器作用下发生化学反应，产生高温高压燃气。