[發明專利]火箭發動機直流式噴注器燃燒場分區結構

在審

• 申請號: 202011399488.1
• 申請日: 2020-12-01
• 公開（公告）號: CN112412661A
• 公開（公告）日: 2021-02-26
• 發明（設計）人: 陳明亮;鄔二龍;劉昌國;陳泓宇;施浙杭;楊海洋;楊成;趙婷;武小川
• 申請（專利權）人: 上海空間推進研究所
• 主分類號: F02K9/52
• 分類號: F02K9/52
• 代理公司: 上海航天局專利中心 31107
• 代理人: 余岢

本發明涉及航天器推進系統技術領域，涉及一種火箭發動機直流式噴注器燃燒場分區結構，可以將發動機燃燒室內部分隔成若干個區域，可以有效抑制切向和徑向不穩定燃燒，與傳統噴注器面隔板結構的功能類似。依據本發明的直流式噴注器燃燒場分區結構包括直流互擊噴注區域、直流自擊噴注區域、直流單孔噴注區，其中直流自擊噴注區域和直流單孔噴注區域位于過噴注器面中心的同一直線上，將噴注器分隔成若干個直流互擊噴注區域。本發明噴注器零件數目少，產品固有可靠性高，因無傳統噴注器隔板分區結構，噴注器面上無焊縫結構，也無需考慮隔板冷卻設計；噴注器包絡空間小且結構重量輕，利于發動機減重；噴注器加工、裝配、測試工序簡化，利于生產成本低。

技術領域

本發明涉及航天器推進系統技術領域，具體涉及一種火箭發動機直流式噴注器燃燒場分區結構。

背景技術

火箭發動機是用飛行器自身攜帶的推進劑作為工質的噴氣發動機。推力室是火箭發動機的重要組件，主要由噴注器、燃燒室和噴管組成。液體推進劑，即為氧化劑和燃料，經過噴注器進入燃燒室，完成霧化、混合、燃燒過程，產生高溫高壓的燃氣，燃氣在噴管內將熱能轉化為動能，以很高的速度從噴管出口噴出。

對于直流式噴注器，噴注小孔的流道為直線且截面積保持不變的，這種直流式噴注器因結構簡單、加工方便，廣泛應用于各種推力的發動機，如美國的“三神(雷神、宇宙神、大力神)”、“F-1”、“H-1”等運載火箭的發動機均采用直流式噴注器。我國的大、中、小型推力的發動機也均由采用直流式噴注器。

在火箭發動機的設計研發過程中，燃燒不穩定是經常遇到的重大技術關鍵。其中，對于研制大推力的液體火箭發動機來說，必須要面對和克服的不穩定燃燒問題。世界各國對不穩定燃燒問題進行了大量的理論和試驗研究，為了防止不穩定燃燒的發生，根據其耦合機理，采取針對性的措施削弱其耦合作用，以減少維持振蕩的能量，如噴注器面隔板結構。隔板結構安裝在噴注器面上，把燃燒過程分隔在若個區域完成，從而改變燃燒室內的聲振特性，可以有效抑制切向和徑向不穩定燃燒。

縱觀國內外技術現狀，未查閱到采用燃燒場分區的直流式噴注器，大推力的火箭發動機多采用噴注器面隔板結構抑制不穩定燃燒，大量實踐證明，噴注器面隔板結構用于抑制破壞性較大的高頻不穩定燃燒很有效的，因而獲得廣泛應用，但具有以下不足：1)噴注器零件數目較多；2)噴注器面上焊縫結構復雜；3)噴注器結構重量偏重；4)噴注器生產成本較高。

發明內容

本發明所要解決的技術問題是提供了一種火箭發動機直流式噴注器燃燒場分區結構，可以將發動機燃燒室內部分隔成若干個區域，可以有效抑制切向和徑向不穩定燃燒，與傳統噴注器面隔板結構的功能類似。

一種火箭發動機直流式噴注器燃燒場分區結構，包括直流互擊噴注區域、直流自擊噴注區域、直流單孔噴注區，所述直流自擊噴注區域和直流單孔噴注區域位于過噴注器面中心的同一直線上，將噴注器分隔成若干個直流互擊噴注區域，所述直流互擊噴注區域的數量范圍3～12。

進一步，整個噴注器面上的直流互擊噴注區域分為若干圈，每圈布置一定數量的直流互擊噴注單元，每個直流互擊噴注單元包括一個氧化劑孔和一個燃料孔；

進一步，直流自擊噴注區域包括若干個直流自擊噴注單元，每個直流自擊噴注單元對稱設計，包括2個氧化劑孔或是2個燃料孔；

進一步，直流單孔噴注區域包括若干個直流噴注單元，直流噴注單元為1個氧化劑孔或1個燃料孔；

進一步，同一徑向直線上直流自擊噴注單元的數量與直流噴注單元的數量之和，同直流互擊噴注單元的圈數相等，即為直流互擊噴注區域每圈直流互擊噴注單元對應一個直流自擊噴注單元或是一個直流噴注單元。

相對傳統噴注器隔板分區結構，本發明具有以下優點：

1)噴注器零件數目少，產品固有可靠性高；