一種用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器的制造方法
【專利摘要】本發明公開一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，包括頭蓋、噴注器殼體、閥芯、上蓋、入口接頭。所述頭蓋頂部安裝入口接頭；固定于頭蓋內腔中，與頭蓋間具有間隙；噴注器殼體外壁上設有推進劑入口，底端開有推進劑出口；噴注器殼體頂部還安裝有上蓋。閥芯設置于噴注器殼體內腔中；由入口接頭進入頭蓋內腔中的推進劑，經推進劑入口進入噴注器殼體內腔，通過彈簧和氣液壓差驅動閥芯動作，閥芯與推進劑出口分離，推進劑噴出。本發明簡單可靠、噴注壓降小、尺寸小、響應快；通過與可調文氏管配合，可以在流量調節比較大時保持較小的噴注壓降的變化。
【專利說明】
一種用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器
技術領域
[0001]本發明涉及一種流量定位可調直流噴注器。本發明是適用于采用高濃度過氧化氫為氧化劑的變推力固液火箭發動機中的一種噴注器。
【背景技術】
[0002]變推力火箭發動機可以為航天器的推進與控制提供可控動力，增大航天器對飛行任務和軌道的適應性和可操作性，是航天飛行器動力系統的理想選擇。隨著人類探索太空活動的逐年增加，發展變推力推進技術的重要性愈發明顯。根據火箭發動機的工作原理，推力與推進劑流量、噴管出口面積和噴管喉部面積等因素有關。由于條件所限，改變噴管出口面積和噴管喉部面積非常困難。所以在變推力液體火箭發動機中普遍采用改變推進劑流量的方式進行推力調節。對于變推力火箭發動機，為防止推力調節過程中噴注壓降過小而引起燃燒不穩定和燃燒效率急劇降低，在調節推進劑流量的同時需要對推進劑的噴注條件(即噴注壓降)進行控制。為了保證火箭發動機穩定燃燒，噴注器的噴注壓降與燃燒室壓強的比值要大于某個臨界值，一般為10?30%。而變推力火箭發動機在推力調節過程中，氧化劑流量發生大范圍變化，為了將噴注壓降控制在合理范圍內，需要采用獨特的噴注技術。常用的噴注技術主要有高壓降噴注器，多通道噴注器，可調噴注器，向推進劑中噴入氣體，改變噴注器的流量系數和氣相噴注等等。
[0003]變推力火箭發動機的調節系統可以分為單調系統和雙調系統。單調系統僅通過噴注器同時實現推進劑流量和噴注條件的調節，系統簡單。但是，隨著推力的變化，單調系統的噴注壓降會在較大范圍內變化。在最小推力時，流量最小，發動機燃燒室壓力最小，噴注壓降最高，此時噴注器的開度最小。這樣勢必影響噴注器的霧化效果。雙調系統是采用流量調節器和噴注器分別對推進劑流量和噴注條件進行控制，這種系統能保證較高的流量控制精度和較為理想的噴注條件，但是結構較為復雜，尤其對于雙組元變推力液體火箭發動機而言，調節過程中氧燃比的穩定較難實現。期刊文章《雙組元變推力火箭發動機噴注器改進設計》(推進技-1990-4(2))中討論了一種單針閥噴注器和改進型雙針閥噴注器，單針閥噴注器在低工況下混合比會產生較大偏差同時存在關機不可靠的問題。改進型雙針閥噴注器雖然在一定程度上改善了混合比波動較大和關機不可靠的問題，但是結構較為復雜，系統可靠性降低。
[0004]固液混合發動機是采用液體氧化劑和固體燃料的火箭發動機，主要由液體氧化劑供給系統和發動機主體系統組成。航天動力系統采用無毒無污染、可貯存推進劑是未來發展的趨勢，近年來，研究的重點集中在綠色推進劑方面。推進劑級高濃度過氧化氫具有無毒、無污染、高密度、易貯存、高比熱、分解產生大的體積膨脹和熱量的優點，是固液火箭發動機可以采用的一種理想的綠色推進劑。

【發明內容】

[0005]針對上述問題，本發明借鑒雙組元變推力液體火箭發動機的流量定位可調噴注器，提出了一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，包括頭蓋、噴注器殼體、閥芯、上蓋、入口接頭與撞擊螺母。
[0006]所述頭蓋內部具有內腔A，頂面開有推進劑入口，與入口接頭相連。所述噴注器殼體內部具有內腔B，固定安裝于內腔A內，并保證噴注器殼體側壁與內腔A壁面間具有間隙。噴注器殼體外壁上設有推進劑入口，推進劑入口與內腔B連通;噴注器殼體底端開有推進器出口；噴注器殼體頂部還安裝有上蓋。
[0007]所述閥芯設置于內腔B內；閥芯內部沿閥芯軸向設計有導氣通道。閥芯外壁周向具有環形凸臺，將閥芯分為上部分與下部分，同時通過環形凸臺將內腔B分為上部分氣體內腔與下部分液體內腔;且下部分液體內腔與內腔A間通過推進器入口連通。閥芯上部分套有彈簧，彈簧由上蓋施加預緊力，使閥芯底端將推進器出口封堵。
[0008]上述流量定位可調直流噴注器，在初始狀態無推進劑進入噴注器時，閥芯在彈簧的彈力的作用下與推進劑出口緊密貼合，此時噴注器處于關閉狀態。在上游氧化劑輸送管路中閥門開啟后，管路中的高濃度過氧化氫推進劑通過入口接頭流入頭蓋的內腔，并經推進劑入口進入液體內腔，此時在推進劑壓力作用下，彈簧被壓縮，閥芯上移，使閥芯與推進劑出口分離，推進劑噴出。
[0009]本發明的優點在于:
[0010](I)本發明流量定位可調直流噴注器，通過彈簧和氣液壓差驅動閥芯動作，具有簡單可靠、噴注壓降小、尺寸小、響應快的優點；
[0011](2)本發明流量定位可調直流噴注器，通過與可調文氏管配合，可以在流量調節比較大時保持較小的噴注壓降的變化；
[0012](3)本發明流量定位可調直流噴注器，連接接頭符合航天標準Y5785-89，使其具有通用性強的優點；
[0013](4)本發明流量定位可調直流噴注器，頭蓋與噴注器殼體、噴注器殼體與上蓋、閥芯和撞擊螺母均為螺紋連接，使得其拆卸方便，更換維護方便；
[0014](5)本發明流量定位可調直流噴注器，與推進劑介質接觸的材料采用304不銹鋼，使得其與過氧化氫2級相容。
【附圖說明】
[0015]圖1為本發明流量定位可調直流噴注器整體結構示意圖；
[0016]圖2為本發明流量定位可調直流噴注器中頭蓋結構示意圖；
[0017]圖3為本發明流量定位可調直流噴注器中噴注器殼體結構示意圖；
[0018]圖中:
[0019]1_頭蓋 2-嗔注器殼體 3-閥芯4-上蓋
[0020]5-入口接頭 6-撞擊螺母 7-環形噴注通道8-預緊墊片
[0021]9-限位墊片101-內腔102-發動機安裝法蘭103-推進劑入口
[0022]104-環形凹進臺肩201-氣體內腔 202-液體內腔203-安裝法蘭
[0023]204-推進劑入口 205-推進劑出口 301-環形凸臺
【具體實施方式】
[0024]下面將結合附圖和實施例對本發明作進一步的詳細說明。
[0025]本發明是一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，如圖1所示，包括頭蓋1、噴注器殼體2、閥芯3、上蓋4、入口接頭5與撞擊螺母6。
[0026]如圖2所示，所述頭蓋I為柱體結構，內部具有內腔101;頭蓋I的底端周向設計有發動機安裝法蘭102，用于頭蓋I與發動機間的連接。頭蓋I頂面開有推進劑入口 103，入口接頭5固定在推進劑入口 103處，使入口接頭5與頭蓋I的內腔101連通;入口接頭5采用焊接方式固定，用于連接推進劑輸送系統的上游管路，推進劑通過入口接頭5流入頭蓋I的內腔101。頭蓋I底端面設計有環形凹進臺肩104，用來安裝噴注器殼體2。
[0027]如圖3所示，所述噴注器殼體2為柱狀結構，內部具有內腔，且內腔上部為大直徑氣體內腔201與下部小直徑液體內腔202。噴注器殼體2底部周向設計有安裝法蘭203;通過安裝法蘭與頭蓋I底端的環形凹進臺肩104配合定位，并通過螺栓固定，使噴注器殼體2同軸位于頭蓋I的內腔101內，且使噴注器殼體2頂端以及側壁與頭蓋I的內腔101壁面面間具有間隙。噴注器殼體2外壁周向上均設有推進劑入口 204，推進劑入口 204與液體內腔201連通。噴注器殼體2底端面上開有推進器出口 205，推進劑出口 205設計有倒角，使推進劑出口 205形成收縮口結構，具有用來定位閥芯3的斜面。上述噴注器殼體2的內腔內設置有閥芯3，且其中的氣體內腔201內安裝有上蓋4，上蓋4具有倒U型截面，與氣體內腔201間采用螺紋固連。上蓋側壁上設計環形密封槽，內部設置有O型密封圈A與氣體內腔201壁面配合，隔離氣體內腔201與頭蓋I的內腔101。
[0028]上述閥芯3同軸設置于噴注器殼體2的內腔中。閥芯3底部設計有斜面，與推進劑出口 205處斜面配合，實現閥芯3與噴注器殼體2間的軸向定位。如圖1所示，閥芯3外壁中部周向設計有環形凸臺301，環形凸臺301上設計有環形凹槽，用來設置O型密封圈B，通過O型密封圈B與噴注器殼體2內壁配合，使噴注器殼體2的氣體內腔201與液體內腔202形成兩個相互獨立的腔室。令環形凸臺301上方與下方的閥芯3分別為閥芯上部與閥芯下部，則通過環形凸臺使閥芯下部外壁與噴注器殼體2的液體內腔202壁面間具有間隙，形成環形噴注通道7，且該噴注環形通道通7過噴注器殼體2上設計的推進劑入口 204與頭蓋I的內腔101連通；而閥芯3上部位于上蓋4內，且閥芯3上部套有彈簧5，通過擰緊上蓋4使彈簧5具有一定壓縮量，對閥芯3施加一定預緊力，使得閥芯3與推進劑出口 205的斜面間緊密貼合，起到截流作用。上述彈簧5上端與上蓋4間設置有預緊墊片8，同時在噴注器殼體2頂端設置有限位墊片9，并使限位墊片9位于上蓋4周向上設計的凹槽內；由此通過預緊墊片8和限位墊片9可以實現彈簧預緊力大小的微調。上述閥芯3內沿軸向具有導氣通道，用來將閥芯3下游壓力導入噴注器殼體2的氣體內腔201，閥芯3上游氣體流量的變化導致氣體內腔201與液體內腔202存在一定的壓差，通過壓差驅動閥芯3動作調節噴注面積，實現噴注調節。
[0029]上述流量定位可調直流噴注器，在初始狀態無推進劑進入噴注器時，閥芯3在彈簧4的彈力的作用下與推進劑出口 205的斜面間緊密貼合，此時噴注器處于關閉狀態。在上游氧化劑輸送管路中閥門開啟后，管路中的高濃度過氧化氫推進劑通過入口接頭2流入頭蓋I的內腔101，并經推進劑入口204進入噴注環形通道，此時在推進劑壓力作用下，彈簧4被壓縮，閥芯3上移，使閥芯3與推進劑出口 205的斜面間分離，推進劑噴出。
[0030]本發明中為了提高噴注器的霧化效果，在閥芯3底端端部設計有一螺紋孔，將噴注器撞擊螺母9通過螺紋孔與閥芯3相連;且噴注器撞擊螺母9上開有與閥芯3內導氣通道連通的通孔。噴注器撞擊螺母的直徑大于推進劑出口 205直徑，且周向設計有鋸齒形撞擊部位；由此，當推進劑從環形噴注通道7噴出后，會撞擊螺母9的鋸齒形撞擊部位，破碎霧化進入發動機的燃燒室。
[0031]發動機工作時，噴注器殼體2的氣體內腔201的壓力即為發動機燃燒室壓力，發動機正常工作狀態中，閥芯3開度在液體內腔202壓力、彈簧5的彈力和氣體內腔201壓力的三力平衡狀態下保持穩定;在變推力工作狀態中，隨著上游流量的變化，發動機燃燒室壓力隨之改變，破壞上一工況的平衡狀態達到另一平衡位置，從而改變閥芯3開度，調節噴注面積。
【主權項】
1.一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，其特征在于:包括頭蓋、噴注器殼體、閥芯、上蓋、入口接頭與撞擊螺母； 所述頭蓋內部具有內腔A;頂面開有推進劑入口，與入口接頭相連； 所述噴注器殼體內部具有內腔B，固定安裝于內腔A內，并保證噴注器殼體側壁與內腔A壁面間具有間隙；噴注器殼體外壁上設有推進劑入口，推進劑入口與內腔B連通;噴注器殼體底端開有推進器出口；噴注器殼體頂部還安裝有上蓋； 所述閥芯設置于內腔B內；閥芯內部沿閥芯軸向設計有導氣通道；閥芯外壁周向具有環形凸臺，將閥芯分為上部分與下部分，同時通過環形凸臺將內腔B分為上部分氣體內腔與下部分液體內腔;且下部分液體內腔與內腔A間通過推進器入口連通；閥芯上部分套有彈簧，彈簧由上蓋施加預緊力，使閥芯底端將推進器出口封堵。2.如權利要求1所述一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，其特征在于:所述推進劑出口設計有倒角，使推進劑出口處形成斜面，與閥芯底部周向上設計的斜面配合貼合。3.如權利要求1所述一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，其特征在于:彈簧上端與上蓋間設置有預緊墊片，同時在噴注器殼體頂端設置有限位墊片，并使限位墊片位于上蓋周向上設計的凹槽內；通過預緊墊片和限位墊片實現彈簧預緊力大小的微調。4.如權利要求1所述一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，其特征在于:閥芯底端端部設計有螺紋孔，噴注器撞擊螺母通過螺紋孔與閥芯相連;且噴注器撞擊螺母上開有與導氣通道同軸且連通的開孔；由此使噴出的推進劑撞擊噴注器撞擊螺母，破碎霧化進入發動機的燃燒室。5.如權利要求5所述一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，其特征在于:所述噴出器撞擊螺母周向設計有鋸齒形推進劑撞擊部位。6.如權利要求1?5所述一種適用于高濃度過氧化氫變推力固液火箭發動機的流量定位可調直流噴注器，其特征在于:初始狀態，無推進劑進入噴注器時，閥芯在彈簧的彈力的作用下將推進劑出口封堵，此時噴注器處于關閉狀態;推進劑供給時，推進劑通過入口接頭流入內腔A，并經推進劑入口進入液體內腔，此時在推進劑壓力作用下，彈簧被壓縮，閥芯上移，使閥芯與推進劑出口分離，推進劑噴出。
【文檔編號】F02K9/32GK105863882SQ201610270582
【公開日】2016年8月17日
【申請日】2016年4月27日
【發明人】俞南嘉, 趙博, 王玨
【申請人】北京航空航天大學