一种喷注器的制作方法

本发明涉及航空航天发动机，尤其涉及一种喷注器。

背景技术：

1、液体火箭发动机是航天飞行器的核心部件，是使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统，发动机的推力室是将液体推进剂的化学能转变成推力的重要组件。推力室由喷注器、燃烧室、喷管组成，液体推进剂经喷注器进入燃烧室，经雾化、混合和燃烧等过程生成燃烧产物，从喷管高速喷出产生推力。

2、喷注器作为液体火箭发动机推力室的关键组件，用来将推进剂组元进行喷射、雾化、混合，保证发动机稳定高效工作，对发动机的工作性能起决定性作用。工作过程中喷注器直接与燃烧室内的高温燃气接触，必须保证喷注器的结构强度和冷却可靠性。

3、现有技术中，喷嘴与喷注器内的中底一般采用焊接的方式连接固定，当喷注器内设置有多个喷嘴时，将导致喷注器零件和焊缝数量众多，不仅安装操作复杂，喷注器生产周期较长，而且，降低了喷注器的固有可靠性。

技术实现思路

1、本发明的目的在于提供一种喷注器，用于缩短喷注器的生产周期，提升喷注器的结构强度。

2、为了实现上述目的，本发明提供一种喷注器，包括壳体、中底和多个第一喷嘴，壳体具有相对设置的第一端和第二端，第一端和第二端分别设置有盖板和内底。中底的边缘密封连接于壳体的内壁，中底、壳体和盖板之间围设形成用于容纳第一推进剂的第一容纳腔，中底、壳体和内底之间围设形成用于容纳第二推进剂的第二容纳腔。第一喷嘴具有相对设置的第三端和第四端，第三端位于靠近第一端位置处，第四端穿过中底后连接于内底，且第一喷嘴与中底一体成形。第一喷嘴内开设有沿着第一喷嘴的轴线方向延伸的第三容纳腔，第三容纳腔贯穿第四端后与燃烧室连通。第一喷嘴上开设有第一流道，第一流道的两端分别与第一容纳腔和第三容纳腔连通。第一喷嘴上还开设有第二流道，第二流道自第四端向第三端的方向延伸，第二流道与燃烧室连通。第一喷嘴上还开设有第三流道，第三流道的两端分别连通第二流道和第二容纳腔。

3、采用上述技术方案时，本发明提供的喷注器包括壳体、中底和第一喷嘴，第一容纳腔通过第一流道、第三容纳腔与燃烧室连通，当第一推进剂进入第一容纳腔后，经第一流道流动至第三容纳腔内，之后，第一推进剂从第一喷嘴的第四端喷注至燃烧室内。另外，第二容纳腔通过第三流道、第二流道与燃烧室连通，当第二推进剂进入第二容纳腔内后，经第三流道流入第二流道，之后，第二推进剂经第二流道喷注至燃烧室内。第一推进剂和第二推进剂在燃烧室内发生雾化、混合、燃烧。第一喷嘴的数量为多个，且第一喷嘴与中底一体成形，在实际安装时，无需再对第一喷嘴和中底进行安装，操作安装便捷，不仅能够缩短喷注器的生产周期，而且，相较于现有技术中使用焊接方式将第一喷嘴和中底固定连接的方式，一体式结构能够增强第一喷嘴和中底的连接牢固性，提升喷注器的结构强度。

4、在一种可能的实现方式中，第一喷嘴与中底采用3d打印方式一体成形。

5、在一种可能的实现方式中，多个第一喷嘴形成多个第一喷嘴组，每个第一喷嘴组所包括的多个第一喷嘴沿壳体的周向布设；多个第一喷嘴组沿壳体的径向依次布设。

6、在一种可能的实现方式中，喷注器还包括第二喷嘴，第二喷嘴具有相对设置的第五端和第六端，第五端位于靠近第一端位置处，第六端依次穿过中底和内底，第六端突出于内底。第二喷嘴内开设有沿着第二喷嘴的轴线方向延伸的第四容纳腔，第四容纳腔贯穿第六端后与燃烧室连通。第二喷嘴上开设有第四流道，第四流道的两端分别与第一容纳腔和第四容纳腔连通，第二喷嘴上还开设有第五流道，第五流道自第六端向第五端的方向延伸，第五流道与燃烧室连通。第二喷嘴上还开设有第六流道，第六流道的两端分别连通第五流道和第二容纳腔。

7、在一种可能的实现方式中，第六端至内底的靠近燃烧室的一面的距离为10mm-100mm。

8、在一种可能的实现方式中，第二喷嘴的材质为铜合金。

9、在一种可能的实现方式中，第二喷嘴的与中底连接位置处具有台阶，台阶抵挡限位于中底靠近第二容纳腔的一面。

10、在一种可能的实现方式中，内底的材质为铜合金。

11、在一种可能的实现方式中，第一喷嘴和中底的材质为不锈钢。

12、在一种可能的实现方式中，第二喷嘴的数量为多个，第一喷嘴和第二喷嘴在壳体内均匀设置。

技术特征：

1.一种喷注器，其特征在于，包括：

2.根据权利要求1所述的喷注器，其特征在于，所述第一喷嘴与所述中底采用3d打印方式一体成形。

3.根据权利要求1所述的喷注器，其特征在于，所述多个第一喷嘴形成多个第一喷嘴组，每个所述第一喷嘴组所包括的多个所述第一喷嘴沿所述壳体的周向布设；多个所述第一喷嘴组沿所述壳体的径向依次布设。

4.根据权利要求1所述的喷注器，其特征在于，所述喷注器还包括第二喷嘴，所述第二喷嘴具有相对设置的第五端和第六端，所述第五端位于靠近所述第一端位置处，所述第六端依次穿过所述中底和所述内底，所述第六端突出于所述内底；所述第二喷嘴内开设有沿着所述第二喷嘴的轴线方向延伸的第四容纳腔，所述第四容纳腔贯穿所述第六端后与所述燃烧室连通；所述第二喷嘴上开设有第四流道，所述第四流道的两端分别与所述第一容纳腔和所述第四容纳腔连通，所述第二喷嘴上还开设有第五流道，所述第五流道自所述第六端向所述第五端的方向延伸，所述第五流道与所述燃烧室连通；所述第二喷嘴上还开设有第六流道，所述第六流道的两端分别连通所述第五流道和所述第二容纳腔。

5.根据权利要求4所述的喷注器，其特征在于，所述第六端至所述内底的靠近所述燃烧室的一面的距离为10mm-100mm。

6.根据权利要求4所述的喷注器，其特征在于，所述第二喷嘴的材质为铜合金。

7.根据权利要求4所述的喷注器，其特征在于，所述第二喷嘴的与所述中底连接位置处具有台阶，所述台阶抵挡限位于所述中底靠近所述第二容纳腔的一面。

8.根据权利要求1所述的喷注器，其特征在于，所述内底的材质为铜合金。

9.根据权利要求1所述的喷注器，其特征在于，所述第一喷嘴和所述中底的材质为不锈钢。

10.根据权利要求4所述的喷注器，其特征在于，所述第二喷嘴的数量为多个，所述第一喷嘴和所述第二喷嘴在所述壳体内均匀设置。

技术总结
本发明公开一种喷注器，涉及航空航天发动机技术领域，用于缩短喷注器的生产周期，提升喷注器的结构强度。喷注器包括壳体、中底和多个第一喷嘴，壳体上设置有盖板和内底，壳体具有第一容纳腔和第二容纳腔。第一喷嘴具有相对设置的第三端和第四端，第三端位于靠近第一端位置处，第四端穿过中底后连接于内底，且第一喷嘴与中底一体成形。第一喷嘴内开设有沿着第一喷嘴的轴线方向延伸的第三容纳腔，第三容纳腔贯穿第四端。第一喷嘴上开设有第一流道，第一流道的两端分别与第一容纳腔和第三容纳腔连通。第一喷嘴上还开设有第二流道，第二流道自第四端向第三端的方向延伸。第一喷嘴上还开设有第三流道，第三流道的两端分别连通第二流道和第二容纳腔。

技术研发人员：熊剑,李龙飞,肖虹,房喜荣,王焕燃,李平,王鸿洁,郭亚飞
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：
技术公布日：2024/1/16