[发明专利]一种预燃室喷注器结构

说明书

技术领域

本发明涉及一种预燃室喷注器结构，可用于液体火箭发动机领域。

背景技术

预燃室作为液体火箭发动机的重要部件，其作用是为驱动涡轮泵提供高温燃气。喷注器作为预燃室的关键组件，其作用是将一定混合比的燃料和氧化剂喷入到燃烧室内进行掺混燃烧，进而生成高温燃气。喷注器设计的好坏直接关系到燃烧效率、出口温度场均匀性、燃烧稳定性等预燃室关键特性。

液体火箭发动机预燃室喷注器通常采用的喷嘴类型如下：同轴离心喷嘴(直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴)，同轴直流喷嘴(直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴)，双离心喷嘴(离心式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴)。目前，液体火箭发动机预燃室喷注器通常采用同一类型的喷嘴。对于同轴离心喷嘴，该喷嘴可以使燃料与氧化剂进行快速掺混燃烧，燃烧效率高，同时火焰长度短，有助于改善预燃室出口温度场均匀性，但与身部壁面间的相容性差，易烧蚀壁面；对于同轴直流喷嘴，该喷嘴结构简单，与身部壁面相容性好，但火焰长度较长，不易获得均匀的燃烧室出口温度场；对于双离心喷嘴，主要用于液氧煤油发动机，该喷嘴有助于燃料与氧化剂间的掺混燃烧，提高燃烧效率，但与身部壁面相容性差，身部壁面需要采用相应的防护措施。同时，随着液体火箭发动机推力的逐渐增大，预燃室的体积、压力、流量均会有显著的增大，发生燃烧不稳定的可能性大大增加。在此情况下，若预燃室喷注器采用同一类型的喷嘴，燃烧能量释放过于集中，也易导致燃烧不稳定现象的发生。

发明内容

本发明的技术解决问题是：为克服现有技术的不足，提供一种预燃室喷注器结构，通过优化喷嘴布置方式，提高预燃室燃烧效率，同时有助于改善预燃室出口温度场均匀性及预燃室燃烧稳定性。

本发明的技术解决方案是：

一种预燃室喷注器结构，包括喷注器基体、一底、直流式氧化剂喷嘴、直流式燃料喷嘴和离心式氧化剂喷嘴，一底置于喷注器基体底部，二者之间形成燃料腔，喷注器基体侧壁与燃料腔相对应的位置均匀开有通燃料的径向孔；喷注器基体的上部为氧化剂腔；喷注器基体上开有用于安装氧化剂喷嘴的通孔A，一底上开有用于安装燃料喷嘴的通孔B，通孔B与通孔A位置相对应；

直流式氧化剂喷嘴沿轴向开有通氧化剂的通孔C；

离心式氧化剂喷嘴沿轴向开有通氧化剂的盲孔，在封堵上端的侧壁上开有与盲孔相切的切向孔，切向孔沿周向均匀布置；

直流式燃料喷嘴沿轴向开有通燃料的通孔D，在通孔D侧壁上开有沿周向均匀布置的通燃料的通孔E；

氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴同轴配合，二者之间的间隙为燃料的节流间隙，直流式氧化剂喷嘴安装于喷注器基体的最外圈通孔A上，喷注器基体的其他通孔A上安装离心式氧化剂喷嘴，直流式燃料喷嘴安装于一底的通孔B上；

喷注器基体上部的氧化剂腔中的氧化剂一部分通过直流式氧化剂喷嘴上的通孔C直接进入燃烧室，另一部分通过离心式氧化剂喷嘴上的切向孔及盲孔进入燃烧室；燃料腔中的燃料通过直流式燃料喷嘴上的通孔E以及节流间隙进入燃烧室。

直流式氧化剂喷嘴通氧化剂的通孔上端为节流孔，下端为导流孔，导流孔内径大于节流孔内径，导流孔长度大于节流孔长度。

最外圈氧化剂喷嘴与直流式燃料喷嘴之间节流间隙不大于其他的节流间隙。

直流式燃料喷嘴上的通孔E为1-3排。

离心式氧化剂喷嘴上的切向孔为1-3排。

每圈上的通孔A沿周向均匀分布，每圈与每圈之间的通孔A沿径向等距分布。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明喷注器最外圈采用直流式燃料喷嘴+直流式氧化剂喷嘴，有助于提高喷嘴与身部壁面间的相容性，改善身部壁面工作环境，提高了身部的可靠性；

(2)本发明除最外圈外，喷注器其余喷嘴采用直流式燃料喷嘴+离心式氧化剂喷嘴，有助于提高预燃室燃烧效率，改善预燃室出口温度场均匀性；

(3)本发明预燃室喷注器采用两种氧化剂喷嘴结构，有助于避免燃烧能量的释放过于集中，降低高频不稳定燃烧的发生的可能性。

附图说明

图1为本发明结构主视图；

图2为本发明结构俯视图；

图3是本发明喷注器基体结构示意图；

图4为本发明一底结构示意图；

图5、图6为本发明喷嘴结构示意图。

具体实施方式

下面参见附图对本发明进行详细描述。