適用於大流量的氣氣噴注器及設計方法

2023-06-04 22:08:21

專利名稱：適用於大流量的氣氣噴注器及設計方法
適用於大流量的氣氣噴注器及設計方法
技術領域：
本發明涉及一種適用於大流量的氣氣噴注器及設計方法。本發明特別用於應用於
液體火箭發動機的大流量的氣氣噴注器的設計。背景技術：
對於噴注器設計，在特定的推力室特徵長度內，確保其燃燒效率的前提下，如能夠 增大單噴注器的流量，就能降低發動機上噴注器個數，從而簡化結構、降低成本和增加可 靠性，具有重要的工程價值。在此方面，國內外研究者已開展了大發動機上有關氣液噴注 器研究工作。文獻H. TAMURA， H. SAKAMOTO, M. TAKAHASHI， M. SASAKI, " L0X/LH2 Subscale Swirl Coaxial Injector Testing", AIAA Paper NO. 1997-2906及文獻M. SASAKI, H. SAKAMOTO, M. TAKAHASHI， et al. "Comparativestudy ofrecessed and non_recessed swirl coaxial injector", AIAA P即er NO. 1997-2907.在燃料氧發動機上採用了旋流噴 注器，以增強摻混來提高單噴注器的流量，但同時指出旋流噴注器帶來了高熱載問題；文 獻H. Immich， J. Alting， J. Kretschmer, D. Preclik. Germany, "TECHNOLOGIES FOR THRUST CHAMBERS OF FUTURELAUNCH VEHICLE LIQUID ROCKET ENGINES, AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit，，， AIAA Paper NO. 2002-4143及文獻Dietrich Haeseler， Chris Mading and DieterPreclik，"U3X_Kerosene 0xidizer_Rich Gas_Generator and Main Combustion ChambersSubscale Testing，，，AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit， AIAA Paper NO. 2006-5197中以獲得大流量的噴注器為目的，分別在同一推力室工況下，分 別採用不同噴注器個數進行試驗研究，考察其燃燒性能，噴注器採用了同軸剪切式設計；氣 氣噴注燃燒過程，不同於噴霧燃燒過程，其沒有了霧化和蒸發過程，僅有混合和反應過程， 進行大流量氣氣噴注器的設計工作更值得開展。 針對氣氣噴注器的設計研究工作，至今主要有兩個階段的研究，文獻Calhoon D. ， Ito J. and Kors D. ，"Investigation of Gaseous Propellant Combustion and Associatedlnjector-Chamber design Guide-lines， ，，Aerojet Liquid Rocket Company, NASA CR-121234, Contract NAS3-13379, July 1973.顯示在20世紀70年代開展了針對航 天飛機輔助推進系統的小發動機的氣氣噴注器的設計、試驗及分析等研究工作，進行了剪 切式、旋流式、預混式和撞擊式等類型噴注器的設計參數影響的冷流研究，確定各噴注器類 型的混合特性和燃燒對混合過程的影響；並在冷流基礎上對各噴嘴開展了各噴注器類型的 熱試試驗研究，考察各噴注器的燃燒性能、傳熱和穩定性，雖然在冷流中也研究了噴注器單 元流量對混合的影響，但整個研究的主要目的是為了開發性能高、相容性好和長壽命的噴 注器的工程設計準則Q文獻P.K.Tucker，M.D.Klemt and T. D. Smith. "DESIGN OF EFFICIENT G02/GH2， INJECT0RSA NASA, INDUSTRY ANDUNIVERSITY C0PPERATIVE EFFORT,"AIAA Joint Propulsion Conference&Exhibit, AIAA Paper 1997顯示90年代在賓夕法尼亞州立大學 (PSU) 、 Rocketdyne及NASA等有步驟地開展了有關氣氣噴注器單噴嘴、多噴嘴的試驗研究 工作，但其主要目的是為演示驗證發動機服務，所設計的 單噴嘴流量都較小，在全流量演示驗證發動機IPD主推力室甚至採用了 390個噴注器，其單噴嘴平均流量還小於太空梭主 推力室單噴嘴流量。以往的氣氣噴注器方面的研究主要集中在混合和燃燒特性以及針對性 發動機實際應用上，而專門針對於簡化結構的大流量氣氣噴注器的研究工作還未見報導。

發明內容
本發明的目的是提供一種適用於大流量的氣氣噴注器及設計方法。
—種適用於大流量的氣氣噴注器包括內氧化劑噴嘴(1)、外環燃料噴孔(2)。內 氧化劑噴嘴出口面積與燃料外環噴嘴面積相比取值較大。內氧化劑噴嘴內型面設計了厄流 面積，且在出口具有擴張設計。內氧化劑噴嘴末端厚度不大於0.5mm。該氣氣噴注器的設計 方法，其特徵在於所採用計算和設計分為三步首先計算燃料噴嘴的面積；再計算氧化劑 的出口面積和厄流面積；最後通過結構安排設計出最終結構。 本發明的一種適用於大流量的氣氣噴注器及設計方法具有的優點和積極效果在 於(l)能夠在大噴注流量下(通過試驗表明當採用氣燃料/氣氧作為燃料和氧化劑的情 況下，其單元噴注流量能夠在3. 7倍於太空梭主噴注器單元噴注流量3. 7倍下)，在額定 參數設計的無論是單噴嘴還是多噴嘴工況的燃燒室內，能夠獲得高的燃燒效率，並具有良 好的熱環境，因此能夠大大減少噴注單元數量，有利於簡化發動機結構、增加可靠性及節約 成本；(3)整體結構簡單，加工難度小，製造成本低；(4)使用範圍廣，能夠適用於所用採用 氣體推進劑的燃燒設備中。


圖1是大流量氣氣噴注器單元示意圖
圖2是大流量氣氣噴注器單元仰視圖 圖3是將大流量氣氣噴注器單元應用於發動機上的示意圖具體實施方式
下面結合附圖用實施例來進一步說明本發明，本實施例為一典型大流量氣氣噴注
器單元構型。
該噴注器構件主要包括內氧化劑噴嘴1、外環燃料噴孔2。 如圖l為大流量氣氣噴注器單元示意，其中內氧化劑噴嘴l位於中心，外環燃料噴 孔2位於外圍。氧化劑同軸氧噴嘴l內部噴出，燃料通過外環燃料噴孔2噴出。
對應的設計方法及計算過程分為3部分
1、計算外環燃料噴孔2的面積及燃料噴注速度 首先根據需要選取燃料的噴注壓降Apf，根據燃燒室壓力Pc，採用以下計算公式 得到外環燃料噴孔2面積Af :formula see original document page 4
其中
formula see original document page 5 為設計的燃料噴注流l
比，Rf為燃料的氣體常數。
計算燃料的噴注速度Vf :
:，"為燃料入口溫度，cDf為流量係數，kf為燃料的比熱formula see original document page 5
2、計算氧化劑噴嘴1的出口面積和厄流區域面積，
選取氧化劑的噴注速度為燃料的噴注速度的1/8或更小，根據實際的燃料和氧化 劑種類確定該比例，設該比例為a。則可以計算得到氧化劑噴嘴l的出口面積A。

formula see original document page 5
:，？:為燃料入口溫度，c。。為流量係數，k。為燃料的比熱
^。為設計的燃料噴注流〗
比，R。為燃料的氣體常數。
由以上計算的壓降Ap。往往比較小，但分為兩種情況 a)如果A p。小於額定允許值A P(re ( —般取0. lpC)，則必須設計厄流面積At 4 formula see original document page 5，其計算過程完全同於第一步中計算外環燃料噴孔
2面積Af 。 b)如果Ap。大於等於額定允許值Ap。J一般取0. lPc)，則無需設計厄流面積，內 氧噴嘴內型面直接採用直通狀即可。 3、進行氧噴嘴內型面設計和外環燃料噴孔2尺寸設計。 如圖1對氧噴嘴內型面進行簡單的厄流型面設計，其中角度a不能小於60度，在 出口並進行帶擴張設計，擴張角度b可以在20度-50度之間選取。設計氧噴嘴末端厚度為 0. 5mm以下，在此基礎上根據外環燃料噴孔2面積Af得到外環燃料噴孔的內外尺寸。在得 到噴注器單元的構型後，即可對發動機整體頭部噴注器安排進行設計，如圖3所示，即可得 到最終發動機頭部的噴注器排布，所使用的噴注器單元大大減少。
權利要求
適用於大流量的氣氣噴注器包括內氧化劑噴嘴(1)、外環燃料噴孔(2)。(附圖標記)
2. 根據權利要求1中所述的適用於大流量的氣氣噴注器，其特徵在於內氧化劑噴嘴 出口面積與外環燃料噴孔面積相比取值較大。
3. 根據權利要求1中所述的適用於大流量的氣氣噴注器，其特徵在於內氧化劑噴嘴 內型面設計了厄流面積，且在出口具有擴張設計。
4. 根據權利要求1中所述的適用於大流量的氣氣噴注器，其特徵在於內氧化劑噴嘴末端厚度不大於0. 5mm。
5. 用於權利要求l所述的適用於大流量的氣氣噴注器的設計方法，其特徵在於所 採用計算和設計分為三步首先計算燃料噴孔的面積；再計算氧化劑的出口面積和厄流面 積；最後通過結構安排設計出最終結構。
全文摘要
適用於大流量的氣氣噴注器包括內氧化劑噴嘴、外環燃料噴孔。內氧化劑噴嘴出口面積與燃料外環噴嘴面積相比取值較大。內氧化劑噴嘴內型面設計了厄流面積，且在出口具有擴張設計。內氧化劑噴嘴末端厚度不大於0.5mm。該氣氣噴注器的設計方法所採用計算和設計分為三步首先計算燃料噴嘴的面積；再計算氧化劑的出口面積和厄流面積；最後通過結構安排設計出最終結構。本發明能夠在大噴注流量下，在額定參數設計的燃燒室內，獲得高的燃燒效率，並具有良好的熱環境，因此能夠大大減少噴注單元數量，有利於簡化發動機結構、增加可靠性及節約成本；整體結構簡單，加工難度小，製造成本低；使用範圍廣，能夠適用於採用氣體推進劑的燃燒設備中。
文檔編號F02K9/52GK101782027SQ20091007704
公開日2010年7月21日 申請日期2009年1月19日 優先權日2009年1月19日
發明者汪小衛, 蔡國飆, 金平, 高玉閃 申請人:北京航空航天大學