一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器的制作方法

本发明涉及双组元液体火箭发动机，特别是一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器。

背景技术：

针栓喷注器具有燃烧效率高、燃烧稳定，可适用性强，推力变比大，结构简单，成本低等优点。对针栓发动机而言，总动量比(tmr)是最重要的设计参数，定义为径向动量和轴向动量的比值。在现在的针栓发动机，动量比的范围是0.1-1之间。在数值模拟仿真中，发现动量比为1时，掺混雾化效果最好，但同时释放的热量最多，针栓底端会受到高温烧蚀。

现有技术中，在推力室中，经喷注器喷注燃烧得到的是高温(3000k-4000k)、高压(3-20mpa)的燃气,它们的流动速度在喷管部分200-400m/s。燃气流动的过程中，会使喷注器头部带来大量热量。在以往的设计中，主要是采用在底端覆盖一层足够后的隔热材料或烧蚀材料，形成隔热层。但由于液体火箭发动机频繁的开关机，会使表面涂层得到较大应力变化，出现裂纹和剥落现象。因此，覆盖隔热材料的方法还存在较大缺陷。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器，该具有发汗冷却功能的针栓喷注器通过在中心杆底部设置一个半径较大的半球形实心块，同时在实心块的中间设计多个呈同心环形排列的散热孔，使得针栓喷注器头部能自动发汗冷却，且不损伤内流道的流量，从而有效的解决了针栓底部高温烧蚀的问题。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器，包括中心杆、套筒和热防护结构。

中心杆中心具有内流道，中心杆头部为半球形喷射端，位于半球形喷射端顶部的中心杆侧壁沿周向均匀布设有若干个内流道喷孔。

套筒同轴套设在中心杆外周，并与中心杆之间形成外流道，套筒头部内侧壁设置一圈收口圆环，收口圆环与中心杆之间形成外流道喷出口。

热防护结构包括实心块和设置在实心块中的若干圈散热环；实心块呈半球形，内置在半球形喷射端中，若干圈散热环从实心块的中心向外侧径向等间距布设；每个散热环均包括沿周向均匀布设的若干个轴向贯通的散热孔，每个散热孔均与内流道相连通。

每个散热孔的直径d均采用如下公式进行计算：

d＝d/80(1)

式(1)中，d为内流道内径。

假设实心块的半径为r，散热孔的平均轴向长度为l，则r采用如下公式进行计算：

r＝1.2～1.4l(2)

式中，d为每个散热孔的直径；δp为针栓喷注器的喷注压降，指的是针栓喷注器内流道与燃烧室压强差；ρ为内流道中推进剂的密度；λ为沿程阻力系数，通过实验测量；ν为内流道中推进剂的设计流速。

散热环的圈数m，采用如下公式进行计算：

其中，s＝4～5d(5)。

若干圈散热环从实心块的中心向外侧分别编号为1、2、3、……、m；则第1圈散热环具有一个散热孔，第2圈至第m圈散热环中散热孔的密度，则由密至疏。

假设m圈散热环中散热孔的总数量为n，则n需满足如下计算公式：

式中，li为第i圈散热孔的轴向长度。

d＝8mm，m＝9，第2圈到第9圈散热环中散热孔的数量依次为14、30、40、50、60、70、80、90；l＝3mm；r＝4mm。

中心杆的外侧壁通过支撑结构与套筒内侧壁连接；支撑结构包括沿中心杆周向均匀设置的若干块弧形块，每块弧形块均嵌套在套筒的内侧壁中；相邻两个弧形块之间形成外流体过孔，外流体过孔构成外流道的一部分。

内流道喷孔的数量为45个，每个内流道喷孔的直径均为0.5mm。

实心块、半球形喷射端和中心杆一体设置，均采用铜钨合金材料制成。

本发明具有如下有益效果：

1、本发明通过在中心杆底部设置一个半径较大的半球形实心块，同时在实心块的中间设计多个呈同心环形排列的散热孔，从而有效的解决了针栓底部高温烧蚀的问题。

2、本发明通过对每个散热孔直径的选择，从而使得针栓喷注器头部能自动发汗冷却，且不损伤内流道的流量。

3、本发明通过对实心块半径、散热环圈数以及散热孔数量的选择以及设置，从而使得发汗冷却的同时，有效避免高温烧蚀的问题。

附图说明

图1显示了本发明一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器的结构示意图。

图2显示了本发明中的中心杆的结构示意图。

图3显示了本发明中热防护结构和支撑结构的剖面视图。

图4显示了本发明中套筒的立体图。

图5显示了本发明中套筒的剖视图。

其中有：

10.中心杆；11.内流道；12.凸台；13.支撑结构；131.弧形块；132.外流体过孔；14.内流道喷孔；15.半球形喷射端；

20.套筒；21.外流道入口；22.外流道；23.收口圆环；24.外流道喷出口；25.弧形槽；

30.热防护结构；31.实心块；32.散热环；33.散热孔。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。

如图1所示，一种具有发汗冷却功能的针栓喷注器，包括中心杆10、套筒20和热防护结构30。

如图2所示，中心杆中心具有内流道11，用于双组元液体火箭发动机中液氧或甲烷等的喷射。

中心杆头部为半球形喷射端15，位于半球形喷射端顶部的中心杆侧壁沿周向均匀布设有若干个内流道喷孔14。本实施例中，内流道喷孔的数量有效为45个，每个内流道喷孔的直径均优先为0.5mm。

中心杆的外侧壁通过支撑结构13与套筒内侧壁连接。如图3所示，支撑结构包括沿中心杆周向均匀设置的若干块弧形块131，每块弧形块均嵌套在以下套筒的内侧壁中；相邻两个弧形块之间形成外流体过孔132，外流体过孔构成以下外流道的一部分。

中心杆顶部设置有凸台12，凸台搭设在套筒尾端面上，用于中心杆的轴向定位。

如图1、图4和图5所示，套筒同轴套设在中心杆外周，并与中心杆之间形成外流道22，套筒头部内侧壁设置一圈收口圆环23，收口圆环与中心杆之间形成外流道喷出口24。收口圆环的设置，起到收缩的作用，可以加快气体的喷出速度，有利于雾化的充分进行。

套筒侧壁上优选沿周向均匀布设有若干个外流道入口，用于与甲烷或液氧等供应系统相连接。

进一步，套筒的内侧壁上优选设置有与弧形块数量相等的弧形槽25，用于弧形块的嵌套。

如图2和图3所示，热防护结构包括实心块31和设置在实心块中的若干圈散热环32；实心块呈半球形，内置在半球形喷射端中，实心块、半球形喷射端和中心杆优选一体设置，均采用铜钨合金材料制成。

若干圈散热环从实心块的中心向外侧径向等间距布设；每个散热环均包括沿周向均匀布设的若干个轴向贯通的散热孔33，每个散热孔均与内流道相连通。

每个散热孔的直径d均采用如下公式进行计算：

d＝d/80(1)

式(1)中，d为内流道内径。

假设实心块的半径(也即最大轴向长度)为r，散热孔的平均轴向长度为l，则r采用如下公式进行计算：

r＝1.2～1.4l(2)

式中，d为每个散热孔的直径；δp为针栓喷注器的喷注压降，指的是针栓喷注器内流道与燃烧室压强差，δp＝0.2mpa；ρ为内流道中推进剂的密度(本实施例中，内流道采用水体进行试验)；λ为沿程阻力系数，通过实验测量，本实施例中取λ＝0.013；ν为内流道中推进剂的设计流速，本实施例中取1m/s。

上述公式(3)，由由达西沿程水头损失推算后获得。上述公式(2)，充分综合考虑了中心杆的下侧直径和制造误差。

散热环的圈数m，采用如下公式进行计算：

其中，s＝4～5d(5)。

若干圈散热环从实心块的中心向外侧分别编号为1、2、3、……、m；则第1圈散热环具有一个散热孔，第2圈至第m圈散热环中散热孔的密度，则由密至疏。由于本发明中前三圈散热环主要是燃烧室中心回流区所接触的地方，温度比其他圈的地方温度更高，因此在单位面积上分布更加紧密，本实施例中优选采用1，14，30个散热孔的排列，在前三圈的面积内共有45个散热孔，每个散热孔负责的面积为0.06mm²，比要求的0.01mm²要高，符合要求，第3圈到第9圈采用公差为10的等差数列既可满足需求。因此从第三圈到第九圈散热环中散热孔的数目依次为30、40、50、60、70、80、90，即可满足设计要求。

假设m圈散热环中散热孔的总数量为n，则n需满足如下计算公式：

式中，li为第i圈散热孔的轴向长度。

在本实施中，优选取值为：d＝8mm，m＝9，第2圈到第9圈散热环中散热孔的数量依次为14、30、40、50、60、70、80、90；l＝3mm；r＝4mm。采用上述优选取值后，由于d＝0.1mm，故而能够带走足够多的热量。中心杆的材料主要是铜钨合金，热容为200j/kg·k,体积为当流速设计为1m/s时，流量为3.41×10^-6kg/s,单位时间内吸收的热量为14.32j。理论上可以带走多余的热量，从而具有可实现性。本发明以一个较低的流量向外渗出推进剂，并且不影响内流道的流量，推进剂受热蒸发带走针栓底部的热量，保护了的针栓底部的几何尺寸不发生改变，确保了雾化的稳定性。本发明应用于空间推进技术领域。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。