一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室，适用于对地面小型液体火箭发动机进行光学诊断试验研究领域。其由下至上依次为喷注器组件、矩形透明燃烧室、点火段及喷管组件。四者通过均布在四个顶角处的四根螺杆装配。其中，矩形透明燃烧室四个面开有相同尺寸的矩形观察窗，四个观察窗分别装有一块较厚的平面石英玻璃，可从四个方向对喷注器流场进行光学测量。喷管组件中还设置了一个喷管过渡段，通过喷管过渡段将矩形燃烧室与圆形喷管圆滑过渡的喷管过渡段。本发明可用于对低压环境下液体火箭发动机喷注器内流场的光学测量，且密封效果较好，相比于已有的玻璃圆筒型透明燃烧室具备更好的抗压条件，能为深入开展气?气喷注器研究提供有效帮助。
【专利说明】
一种小型火箭发动机光学诊断用的矩形透明燃烧室
技术领域
[0001]本发明涉及一种适用于地面试验用的小型液体火箭发动机光学诊断的气气喷注燃烧装置，具体来说，是指一种适用于小流量、低室压、可从矩形燃烧室壁面四个方向进行光学测量的矩形透明燃烧装置。
【背景技术】
[0002]气气喷注器技术作为全流量补燃循环发动机的关键技术，一直被国内外作为研究重点。因其雾化过程和燃烧机理不同于传统火箭发动机中的液液喷注燃烧和气液喷注燃烧，是一种还未深入了解的新燃烧模式，有必要对其进一步研究。
[0003]以地面试验用小型火箭发动机研究航天推进器的性能，不仅能很大程度上降低成本，而且安全性较高，又能对高性能火箭发动机的研制提供理论支撑。
[0004]传统的用于地面小型火箭发动机试验的测量手段主要有传感器信号采集和光学测量等。其中用于气气喷注器研究的主要手段集中在光学诊断领域，特别是非接触诊断，因其非侵入特性，光学仪器对待测区域的参数无干涉作用，能最大程度保证数据采集的准确性。而目前用于光学诊断试验的燃烧装置多以圆柱型玻璃筒为观测窗口，为保证较好透光性，其壁厚通常不能太厚，这将直接导致其抗压性能较弱；且轴向密封难度大，安装时难以控制预紧力。
【发明内容】
[0005]本发明提出了一种可靠实用的透明燃烧室装置，可用于对小型地面试验用气气喷注火箭发动机进行多方位、多手段光学观测。
[0006]本发明一种小型火箭发动机光学诊断试验用的矩形透明燃烧室，由下至上依次为喷注器组件、燃烧室、点火段及喷管组件四个部分。
[0007]所述喷注器组件包括喷嘴套筒、喷嘴压盖、氧化剂接嘴、燃料接嘴、氧化剂喷嘴、燃料喷嘴。其中，喷嘴压盖固定于喷嘴套筒底端;氧化剂接嘴安装于氧化剂喷嘴压盖底面。燃料接嘴安装于喷嘴套筒侧壁;燃料喷嘴套在氧化剂喷嘴外，两者位于喷嘴套筒内部，设置在喷嘴压盖上，且两者间中部具有燃料出气腔，出气端间具有燃料出气缝隙；喷嘴套筒内具有燃料集气腔，通过燃料喷嘴周向设计的通孔与燃料出气腔连通。沿氧化剂喷嘴轴向以及氧化剂喷嘴压盖上开有同轴的氧化剂进气通道，氧化剂进气通道与氧化剂接嘴连通。
[0008]所述燃烧室包括燃烧室壳体、石英玻璃与玻璃盖板;燃烧室壳体及其内部燃烧室截面均为矩形;燃烧室壳体的四个侧面上开口，开口内嵌入安装有石英玻璃，并通过玻璃盖板封装。
[0009]所述点火段包括点火段壳体与火花塞;其中，点火段壳体内腔截面为矩形，火花塞安装于点火段壳体内，且火花塞的点火端伸入点火段壳体内腔。
[0010]所述喷管组件包括过渡段壳体、喷管、喷管堵盖与喷管压盖。其中，过渡段壳体内腔从入口端至出口端设计为截面由矩形逐步采用光滑圆弧过渡至圆形结构，矩形一端用来与点火段的矩形内腔相接，圆形一端与喷管入口端相接。喷管压盖套在喷管上，与喷管周向设计的台肩配合压紧，实现喷管与过渡段壳体间的固定。在进行气密性试验时，喷管堵盖设置在喷管的喷口端，将喷口封堵并通过锁紧螺钉将喷管堵盖与喷管压盖相连并施加预紧力。点火热试时，将喷管堵盖拆除。
[0011]本发明的优点在于:
[0012](I)本发明矩形透明燃烧室中，矩形透明燃烧室部分由矩形不锈钢壳体做外套，其四个面开有相同尺寸的矩形观察窗，四个观察窗分别装有一块较厚的平面石英玻璃，可从四个方向对喷注器流场进行光学测量。相比于已有的玻璃圆筒型透明燃烧室，本发明可承受更高的压力，且无光线折射，能对气气喷注开展更加广泛的研究。
[0013](2)本发明矩形透明燃烧室中，玻璃观察窗与不锈钢外套之间采用四氟垫密封，每个四氟垫在长、宽方向上的尺寸均略大于玻璃在该方向的尺寸，保证各个方向均有压缩余量，这种设计能将石英玻璃与金属完全隔绝，使得在压力震荡或预紧力过大情况下，玻璃不易破碎，可靠性较高。
[0014](3)本发明矩形透明燃烧室中，喷管组件中设置了一个用于将矩形燃烧室与圆形喷管圆滑过渡的喷管过渡段，可保证气流均匀加速，不影响内流场性质，且有助于抑制不稳定燃烧现象的产生。
[0015](4)本发明矩形透明燃烧室中，采用同轴剪切喷注器进行光学测量研究，可充分利用气气喷注受速度比影响较大这一特点，实现较好的剪切掺混效果，且其结构简单，安装方便。一定条件下，可将喷注器更换为双离心喷注器或同轴离心喷注器进行对比试验，互换性尚O
[0016](5)本发明矩形透明燃烧室中，采用四根长度和直径相同的螺杆进行装配，相同的螺杆长度有助于保证安装精度，使得喷注器出口端面水平，以便得到更好的观测效果。同时，两端的六角螺帽可对整个装配体紧固，中间无需其他连接件，各零件自身重力也可以起到一定密封作用，使试验装置更加紧凑，安装更加方便。
[0017](6)本发明矩形透明燃烧室，适用于地面小型气气喷注火箭发动机试验，试验条件为低燃烧室压力、低流量环境，并可用其试验结果对全流量补燃循环发动机的研制提供理论和技术基础。
【附图说明】
[0018]图1为本发明矩形透明燃烧室整体结构示意图；
[0019]图2为本发明矩形透明燃烧室中喷注器组件结构示意图；
[0020]图3为本发明矩形透明燃烧室中燃烧室结构示意图；
[0021]图4为本发明矩形透明燃烧室中点火段结构示意图；
[0022]图5为本发明矩形透明燃烧室中喷管组件结构示意图。
[0023]图中:
[0024]1-喷注器组件 2-燃烧室3-点火段
[0025]4-喷管组件5-0型圈6-四氟垫
[0026]7_螺杆8_六角螺帽9_塾片
[0027]101-喷嘴套筒 102-氧化剂喷嘴压盖103-氧化剂接嘴
[0028]104-燃料接嘴 105-氧化剂喷嘴 106-燃料喷嘴
[0029]107-燃料出气腔 108-燃料出气缝隙 109-燃料集气腔
[0030]110-燃料进气通道111-氧化剂进气通道201-燃烧室壳体
[0031]202-石英玻璃 203-玻璃盖板301-点火段壳体
[0032]302-火花塞303-紫铜垫片304-传感器接孔
[0033]401-过渡段壳体 402-喷管403-喷管堵盖
[0034]404-喷管压盖
[0035]具体实时方式
[0036]下面结合附图对本发明作进一步详细说明。
[0037]本发明小型火箭发动机光学诊断试验用的矩形透明燃烧室，如图1所示，整个矩形透明燃烧室在实验过程中保持竖直状态，由下至上依次为喷注器组件1、燃烧室2、点火段3及喷管组件4四个部分。
[0038]所述喷注器组件I是试验过程中保证燃料与氧化剂供应的重要一级，其结构如图2所示，包括喷嘴套筒101、喷嘴压盖102、氧化剂接嘴103、燃料接嘴104、氧化剂喷嘴105、燃料喷嘴106，如图2所示。其中，喷嘴压盖102通过周向均布的六个锁紧螺钉107同轴固定于喷嘴套筒101的底端，两者间通过O型圈5压紧密封，从而实现喷注器组件I轴向密封的目的。氧化剂接嘴103同轴固定焊接于氧化剂喷嘴压盖102底面;燃料接嘴104垂直焊接固定于喷嘴套筒101侧壁上。燃料喷嘴106套在氧化剂喷嘴105外，底端通过氧化剂喷嘴105底端周向设计的台肩定位;燃料喷嘴106与氧化剂喷嘴105—并设置于喷嘴套筒101内，且燃料喷嘴106与喷嘴套筒101间、氧化剂喷嘴105与氧化剂喷嘴压盖103间、氧化剂喷嘴105与燃料喷嘴106间均设置有O型圈5密封，保证了喷注器组件I周向上的气密性。上述氧化剂喷嘴105中部设计为锥形段，进而使氧化剂喷嘴105与燃料喷嘴106侧壁间形成燃料出气腔107;且氧化剂喷嘴105出气端外壁与燃料喷嘴106内壁间周向上具有燃料出气缝隙108。同时，喷嘴套筒101中部周向上设计有环形槽，进而使燃料喷嘴106侧壁与环形槽间形成燃料集气腔109。上述燃料喷嘴106侧壁周向上均设有通孔，使燃料集气腔109和燃料出气腔107连通;喷嘴套筒101上设计有燃料进气通道110，进气通道与燃料接嘴104和燃料集气腔109连通;沿氧化剂喷嘴103轴向以及氧化剂喷嘴压盖102上开有同轴的氧化剂进气通道111，氧化剂进气通道111与氧化剂接嘴103连通。上述喷注器组件I在试验时，氧化剂从氧化剂接嘴103通入，经氧化剂进气通道111，由氧化剂喷嘴105的出口端喷出。燃料从燃料接嘴104通入，经燃料进气通道110进入燃料集气腔109，在燃料集气腔109内形成压力相对较高的气体，沿燃料喷嘴106侧壁上的通孔进入燃料出气腔107内，后经燃料出气缝隙108处喷出，在相对速度差的作用下，与氧化剂喷嘴105出口端处的氧化剂气体形成同轴剪切掺混气体，喷注到上方的燃烧室2内。
[0039]所述燃烧室2包括不锈钢材质的燃烧室壳体201、石英玻璃202与玻璃盖板203，如图3所示。燃烧室壳体201及其内部燃烧室截面均为矩形;燃烧室壳体201的四个侧面上的结构及尺寸相同，具备较好的零件互换性，试验时调整余地也较大，可从四个方向对燃烧室2内部流场特性进行不同手段的光学测量。燃烧室壳体201的侧面结构为:在燃烧室壳体201的侧面上设计有开口，在开口内嵌入安装有石英玻璃202，且在石英玻璃202与燃烧室壳体201侧壁间设置有四氟垫，实现两者间的密封。玻璃盖板203设置在开口处，压在石英玻璃202外表面上，通过周向上布置的8个缩紧螺钉与燃烧室壳体201侧壁固定，进而实现石英玻璃202的固定，且在玻璃盖板203与石英玻璃202间设置有四氟垫6，实现两者间的密封。上述石英玻璃202与燃烧室壳体201侧壁间的四氟垫6设置方式为:在开口处周向设计有环形凸台；石英玻璃202周向外缘设计为环形凹进面;石英玻璃202通过环形凹进面与环形凸台台面间配合，可实现石英玻璃202与燃烧室壳体201间的定位;而四氟垫6设置在环形凹进面与环形凸台台面间之间，且四氟垫6的宽度设计大于环形凹进面的宽度，由此在石英玻璃202安装后，使石英玻璃202周向上与开口周向间不接触。上述玻璃盖板203与石英玻璃202间的四氟垫6设置方式为:在玻璃盖板203外缘设计有环形凹进面，四氟垫6设置于环形凹进面上，位于环形凹进面与石英玻璃202之间，且四氟垫6的宽度与厚度分别大于环形凹进面的宽度以及凹进深度，由此在玻璃盖板203安装后，使玻璃盖板203与石英玻璃202间，以及玻璃盖板203周向上与燃烧室壳体201间不接触。最终，使得石英玻璃202与燃烧室壳体201以及玻璃盖板与石英玻璃及燃烧室壳体间彻底隔绝，可最大程度降低点火压力峰、不稳定燃烧所造成的压力震荡对石英玻璃202的破坏作用，使本发明矩形透明燃烧室可靠性大幅提尚O
[0040]所述点火段3包括一个不锈钢点火段壳体301与火花塞302，如图4所示。其中，点火段壳体301内腔截面为矩形;火花塞302安装于侧壁开设的安装孔内，通螺纹配合固定，且通过在火花塞302与安装孔间设置耐高温的紫铜垫片303进行密封。火花塞302装配后，需使火花塞302的点火端伸入点火段壳体301内腔。试验时，通过火花塞302的点火端点燃点火段壳体301内腔中向上流动的气体。上述点火段外壳301侧壁上还设计有传感器接孔304，用于安装压力传感器，如图1所示。测量点火试验时燃烧室内的压力，获得试验参数。上述传感器接孔304为本发明中唯一的接触式测量点，上述测量方法对流场特性影响极小，因此，本发明可以很大程度上保证测量数据的准确性。
[0041 ]所述喷管组件4包括过渡段壳体401、喷管402、喷管堵盖403与喷管压盖404，如图5所示。由于燃烧室2中燃烧室壳体201内腔为矩形结构，而喷管402内腔截面为圆形，因此将过渡段壳体401内腔从入口端至出口端设计为截面由矩形逐步采用光滑圆弧过渡至圆形结构，矩形一端用来与点火段3的矩形内腔相接，圆形一端与喷管402入口端相接进而简便地将矩形截面的燃烧室壳体201内腔过渡为圆形出口。上述喷管402入口端与过渡段壳体401间设置O型圈5实现密封。在进行气密性试验时，喷管堵盖403设置在喷管402的喷口端，将喷口封堵，且喷管赌盖403与喷口端间通过设置O型圈5实现密封；喷管压盖404套在喷管402上，与喷管402周向设计的台肩配合定位，并通过锁紧螺钉将喷管堵盖403与喷管压盖404相连并施加预紧力。点火热试时，将喷管堵盖403拆除，使喷管402出口朝向上方大气环境进行试验。
[0042]上述四个部分整体截面均为矩形，通过周向设置的四根长度和直径相同的螺杆7分别由四个部分中对应的顶角位置依次穿过，如图1所示，穿过位置分别为喷嘴套筒101四角处通孔、燃烧室壳体201四角处通孔、点火段壳体301四角处通孔以及过渡壳体401与喷管压盖403四角处通孔，且在螺杆7的两个伸出端上分别设置垫片9，且分别通过六角螺帽8拧紧固定，实现上述四个部分间的相对固定;其中，在喷管组件4中，通过六角螺帽8的预紧力可将喷管压盖404向下压紧，使喷管压盖404与喷管402固定。各部分的相接面之间还通过设置四氟垫6，使各部分间周向上的密封达到密封要求，如图2?图4所示，包括喷嘴套筒101顶面与燃烧室壳体201底面间、燃烧室壳体201顶面与点火段壳体301底面间、点火段壳体301顶面与过渡段壳体401底面间，由此为保证光学测量方向与火焰喷射方向垂直，可通过调节四根螺杆5端部的六角螺帽8的上下位置，使位于螺杆7下端上的四个六角螺帽8距螺杆7下端面距离相等，进而使喷注器组件I的出口端面保持水平。
【主权项】
1.一种小型火箭发动机光学诊断试验用的矩形透明燃烧室，其特征在于:由下至上依次为喷注器组件、燃烧室、点火段及喷管组件四个部分； 所述喷注器组件包括喷嘴套筒、喷嘴压盖、氧化剂接嘴、燃料接嘴、氧化剂喷嘴、燃料喷嘴;其中，喷嘴压盖固定于喷嘴套筒底端;氧化剂接嘴安装于氧化剂喷嘴压盖底面;燃料接嘴安装于喷嘴套筒侧壁;燃料喷嘴套在氧化剂喷嘴外，两者位于喷嘴套筒内部，设置在喷嘴压盖上，且两者间中部具有燃料出气腔，出气端间具有燃料出气缝隙;喷嘴套筒内具有燃料集气腔，通过燃料喷嘴周向设计的通孔与燃料出气腔连通;沿氧化剂喷嘴轴向以及氧化剂喷嘴压盖上开有同轴的氧化剂进气通道，氧化剂进气通道与氧化剂接嘴连通； 所述燃烧室包括燃烧室壳体、石英玻璃与玻璃盖板;燃烧室壳体及其内部燃烧室截面均为矩形;燃烧室壳体的四个侧面上开口，开口内嵌入安装有石英玻璃，并通过玻璃盖板封装； 所述点火段包括点火段壳体与火花塞;其中，点火段壳体内腔截面为矩形，火花塞安装于点火段壳体内，且火花塞的点火端伸入点火段壳体内腔； 所述喷管组件包括过渡段壳体、喷管、喷管堵盖与喷管压盖;其中，过渡段壳体内腔从入口端至出口端设计为截面由矩形逐步采用光滑圆弧过渡至圆形结构，矩形一端用来与点火段的矩形内腔相接，圆形一端与喷管入口端相接;喷管压盖套在喷管上，与喷管周向设计的台肩配合压紧，实现喷管与过渡段壳体间的固定;在进行气密性试验时，喷管堵盖设置在喷管的喷口端，将喷口封堵并通过锁紧螺钉将喷管堵盖与喷管压盖相连并施加预紧力。点火热试时，将喷管堵盖拆除。2.如权利要求1所述一种小型火箭发动机光学诊断试验用的矩形透明燃烧室，其特征在于:点火段外壳侧壁上设计有传感器接孔，用于安装压力传感器，用来测量点火试验时燃烧室内的压力。3.如权利要求1所述一种小型火箭发动机光学诊断试验用的矩形透明燃烧室，其特征在于:喷注器组件、燃烧室、点火段及喷管组件四个部分整体截面均为矩形，通过周向设置的四根长度和直径相同的螺杆分别由四个部分中对应的顶角位置依次穿过，并通过在螺杆的两个伸出端上分别设置垫片，且分别通过六角螺帽拧紧固定，实现四个部分间的相对固定。4.如权利要求1所述一种小型火箭发动机光学诊断试验用的矩形透明燃烧室，其特征在于:石英玻璃与燃烧室壳体侧壁间的四氟垫密封，具体方式为:在燃烧室壳体侧壁上开口处周向设计有环形凸台；石英玻璃周向外缘设计为环形凹进面;石英玻璃通过环形凹进面与环形凸台台面间配合，可实现石英玻璃与燃烧室壳体间的定位;而四氟垫设置在环形凹进面与环形凸台台面间之间，且四氟垫的宽度设计大于环形凹进面的宽度，由此在石英玻璃安装后，使石英玻璃周向上与开口周向间不接触。 玻璃盖板与石英玻璃间设置四氟垫密封，具体方式为:在玻璃盖板外缘设计有环形凹进面，四氟垫设置于环形凹进面上，位于环形凹进面与石英玻璃之间，且四氟垫的宽度与厚度分别大于环形凹进面的宽度以及凹进深度，由此在玻璃盖板安装后，使玻璃盖板与石英玻璃间，以及玻璃盖板周向上与燃烧室壳体间不接触。
【文档编号】F02K9/95GK105952552SQ201610284580
【公开日】2016年9月21日
【申请日】2016年4月29日
【发明人】俞南嘉, 张洋, 戴健, 李峰
【申请人】北京航空航天大学