阅读说明：本技术 一种动量比能调节的针栓喷注器 (Pintle injector with adjustable momentum ratio ) 是由 仝毅恒 谢远 姜传金 楚威 钟战 朱杨柱 林伟 王海青 聂万胜 于 2020-06-12 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种动量比能调节的针栓喷注器,包括均为回转体的针栓杆、套筒和旋转环；针栓杆的中心设有与推进剂A供应系统相连的内流道；针栓杆底部均匀布设有若干个均为倾斜的内流道喷孔；套筒同轴固定套装在针栓杆的外周,包括内筒壳、外筒壳和外流道,内筒壳底部设有环缝,外筒壳顶部均匀布设有若干个外流道喷孔；旋转环同轴套设在套筒的顶部外周且能旋转；旋转环具有底端封口的环形槽,环形槽的顶端与推进剂B供应系统相连接；旋转环的底部内侧壁沿周向均匀布设有与外流道喷孔数量相等的槽喷孔。本发明通过控制旋转环的旋转角度和旋转角速度,进而控制外流道中推进剂B的流量,实现来两种推进剂在撞击时的动量比实现连续变化。(The invention discloses a pintle injector with adjustable momentum ratio, which comprises a pintle rod, a sleeve and a rotating ring, wherein the pintle rod is a rotary body; the center of the pin rod is provided with an inner flow passage connected with a propellant A supply system; a plurality of inclined inner runner spray holes are uniformly distributed at the bottom of the pintle rod; the sleeve is coaxially and fixedly sleeved on the periphery of the pin rod and comprises an inner cylinder shell, an outer cylinder shell and an outer runner, the bottom of the inner cylinder shell is provided with a circular seam, and the top of the outer cylinder shell is uniformly provided with a plurality of outer runner spray holes; the rotating ring is coaxially sleeved on the periphery of the top of the sleeve and can rotate; the rotary ring is provided with an annular groove with a bottom end seal, and the top end of the annular groove is connected with a propellant B supply system; the inner side wall of the bottom of the rotating ring is evenly provided with slot jet holes with the number equal to that of the outer runner jet holes along the circumferential direction. The invention realizes the continuous change of the momentum ratio of the two propellants during the impact by controlling the rotation angle and the rotation angular velocity of the rotating ring and further controlling the flow of the propellant B in the outer flow channel.)

一种动量比能调节的针栓喷注器

技术领域

本发明涉及空间推进技术，特别是一种动量比能调节的针栓喷注器。

背景技术

针栓喷注器具有结构简单、燃烧稳定、便于安装和喷雾范围大等优势。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。现有的针栓喷注器，因存在如下的不足，有待进行改进：

1、内流道的喷出的液体是间断的，因此雾化效果不均匀。

2、在以往的动量调节系统中，是通过供应剂管道连接外部的压力泵，通过压力泵的压力调节，使得推进剂的流量发生变化，由于压力泵的调节比较复杂，并且供应剂管道比较长，存在的压力损失比较大，在喷注器发生改变时存在迟滞，导致在实际工作中精度不高，调节不快速。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种动量比能调节的针栓喷注器，该动量比能调节的针栓喷注器通过控制旋转环的旋转角度和旋转角速度进而控制两种推进剂的流量，实现动量比的可变调节。

双组元液体火箭发动机的直流式流量可调针栓喷注器结构；

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种动量比能调节的针栓喷注器，包括均为回转体的针栓杆、套筒和旋转环。

针栓喷注器用于双组元液体火箭发动机中双组元液体推进剂的喷注。双组元液体推进剂分别为推进剂A和推进剂B。

针栓杆的中心设置有底端封口的内流道，内流道顶部与推进剂A供应系统相连接。针栓杆的圆柱底部侧壁沿周向均匀布设有若干个内流道喷孔。每个内流道喷孔均为倾斜设置的斜孔，且与内流道相连通。

套筒同轴固定套装在针栓杆的外周，套筒包括同轴设置的内筒壳和外筒壳。内筒壳和外筒壳之间形成顶端封口的外流道，内筒壳底部侧壁设置有与每个内流道喷孔均相连通的环缝，外筒壳顶部侧壁沿周向均匀布设有若干个外流道喷孔。每个外流道喷孔均与外流道相连通。

旋转环同轴套设在套筒的顶部外周，旋转环能在驱动装置的作用下沿自身轴线旋转。旋转环具有底端封口的环形槽，环形槽的顶端与推进剂B供应系统相连接。旋转环的底部内侧壁沿周向均匀布设有与外流道喷孔数量相等的槽喷孔。当旋转环旋转时，槽喷孔能与外流道喷孔相连通。通过控制旋转环的旋转角度和旋转角速度，进而控制外流道中推进剂B的流量，实现来两种推进剂在撞击时的动量比实现连续变化。

外流道的轴向长度为45mm,以及径向厚度的范围8-10mm。

每个内流道喷孔与针栓杆中心轴线之间的夹角为45°。

内流道喷孔的数量为24个。

内筒壳的底部高度低于外筒壳的底部高度，形成喷射端，环缝设置在喷射端中。

内筒壳的顶部高度低于外筒壳的顶部高度，形成搁台。针栓杆的顶部设置有能放置在搁台上的凸台。

外筒壳的顶部设置有凸缘，凸缘搭设在旋转环的顶部。

本发明具有如下有益效果：

1、 本发明中将内流道喷孔采用倾斜的斜孔以及环缝的设计，一方面，从斜孔喷射出的推

进剂A将呈连续的直流喷射，解决了现有技术中间断喷射，导致的雾化不均匀现象。另外，从斜孔喷射出的推进剂A能够在环缝内实现空间的全分布，进一步提高了雾化效果。

2、 本发明能通过控制旋转环的旋转角度和旋转角速度，进而控制外流道中推进剂的流量，

实现动量比的可变调节。载人航天主动段飞行使用变推力发动机推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全。内流道推进剂A通常为燃料，同时对燃烧室内壁起到降温的作用，因此流量是恒定的。只需要改变外流道推进剂B氧化剂的流量，控制燃烧，使得推力发生改变。

3、由于本发明通过控制旋转环的旋转角度和旋转角速度，从而改变了现有技术中所需采用的压力泵控制，避免了压力损失所导致的喷射迟滞现象。在现有的技术中压力损失使得喷射迟滞0.3-0.5ms,采用本发明，能使迟滞减少0.1-0.2ms，这种迟滞的减小，可以缩短雾化距离，使得燃烧提前进行，增大燃烧室的有效燃烧空间。

4、本发明则通过采用机械结构，使得流量调节变得更快速，精确。提高了液体火箭发动机的机动性。

5、本发明中外流道的轴向长度能长，在调节过程中，推进剂B的流量发生改变，流动状态因此发生改变，需要比较长的轴向长度去稳定流动状态，喷出稳定的射流，防止燃烧不稳定的发生。

6、流量压力损失主要与管道的长度有关，现有技术是通过调节外部压力泵的压力大小进而调节流量，压力泵与喷注器用比较长的推进剂管道相连，因此压力损失比较大，喷注器调节的压力误差就比较大。本发明中由于旋转环的流量控制离外流道喷孔比较近，使得流量调节损失比较小，并且使得喷出的推进立刻发生改变，反应快速。

附图说明

图1显示了本发明一种动量比能调节的针栓喷注器的结构示意图。

图2显示了本发明针栓杆的结构示意图。

图3显示了套筒的结构示意图。

图4显示了连接环的结构示意图。

图5显示了内流道喷孔的结构示意图。

其中有：

10.针栓杆；11.凸台；12.内流道；13.内流道喷孔；

20.套筒；

21.内筒壳；211.搁台；212.喷射端；213.环缝；

22.外筒壳；221.外流道喷孔；222.凸缘；

23.外流道；

30.旋转环；31.内环壳；311.槽喷孔；32.外环壳；33.环形槽。

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，一种动量比能调节的针栓喷注器，包括均为回转体的针栓杆10、套筒20和旋转环30。

针栓喷注器用于双组元液体火箭发动机中双组元液体推进剂的喷注。双组元液体推进剂分别为推进剂A和推进剂B。载人航天主动段飞行使用变推力发动机推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全。内流道推进剂A通常为燃料，同时对燃烧室内壁起到降温的作用，因此流量是恒定的。只需要改变外流道推进剂B氧化剂的流量，控制燃烧，使得推力发生改变。

如图2所示，针栓杆的中心设置有底端封口的内流道12，内流道顶部与推进剂A供应系统相连接。

针栓杆的圆柱底部侧壁沿周向均匀布设有若干个内流道喷孔13。每个内流道喷孔均为倾斜设置的片状斜孔，且与内流道相连通。片状斜孔的设计，加大了两种推进剂的接触面积，，实现空间的全分布，有效的提高了雾化效果。本发明应用于空间推进技术领域。

进一步，上述每个内流道喷孔与针栓杆中心轴线之间的夹角优选为45°，内流道喷孔的数量优选为24个。综合考虑斜孔的数目，当设计为45°时，相邻的斜孔可以达到首尾相连的效果，如图5所示。

在现有技术中，内流道喷孔通常采用圆孔结构，如果圆孔的数目过多，则连接的面积减少，当内流道的压强比较高时，下部的头部结构容易变形。如果采用圆孔的数目太少，相邻圆孔存在间隙，这个间隙就没有推进剂A喷出，因此在这些间隙部位就不会有两种推进剂的撞击，混合，雾化效果不充分。

在本发明中，采用倾斜斜的片状斜孔，斜孔的等效面积比圆大，因此数目少，下部的结构比较稳定；斜孔的右上端出口与旁边斜孔的左下端出口存在重合区域，因此在外流道推进剂B的来流方向来看推进剂A是360°全空间分布的。与圆孔结构相比，既提高了中心杆底部的稳定性，又增大了两种推进剂的撞击面积，增强了雾化效果。

针栓杆的顶部外缘优选设置有凸台11。

套筒同轴固定套装在针栓杆的外周，如图3所示，套筒包括同轴设置的内筒壳21和外筒壳22。

内筒壳和外筒壳之间形成顶端封口的外流道23，内筒壳的底部高度低于外筒壳的底部高度，形成喷射端212，在喷射端中设置环缝213。环缝213与每个内流道喷孔均相连通。环缝以及上述斜孔的设置，一方面，从斜孔喷射出的推进剂A将呈连续的直流喷射，解决了现有技术中间断喷射，导致的雾化不均匀现象。另外，从斜孔喷射出的推进剂A能够在环缝内实现空间360°的全分布，进一步提高了雾化效果。

内筒壳的顶部高度低于外筒壳的顶部高度，形成搁台211。针栓杆上的凸台11能放置在搁台上，从而对针栓杆进行轴向定位。

与外流道相对应的外筒壳顶部侧壁沿周向均匀布设有若干个外流道喷孔221，每个外流道喷孔均与外流道相连通。

位于搁台之上的外筒壳顶部优选设置有凸缘222，凸缘搭设在旋转环的顶部，从而对套筒进行轴向定位。

旋转环同轴套设在套筒的顶部外周，旋转环能在驱动装置的作用下沿自身轴线旋转。

如图4所示，旋转环包括内环壳31和外环壳32，内环壳31和外环壳32之间形成底端封口的环形槽33，环形槽的顶端与推进剂B供应系统相连接。

内环壳的底部内侧壁沿周向均匀布设有与外流道喷孔数量相等的槽喷孔311。槽喷孔311的大小优选与外流道喷孔相同。

当旋转环旋转时，槽喷孔能与外流道喷孔相连通。通过控制旋转环的旋转角度和旋转角速度，进而控制外流道中推进剂B的流量，实现来两种推进剂在撞击时的动量比实现连续变化。

上述外流道的轴向长度优选为45mm，以及径向厚度的范围优选为8-10mm。在调节过程中，推进剂B的流量发生改变，流动状态因此发生改变，需要比较长的轴向长度去稳定流动状态，喷出稳定的射流，防止燃烧不稳定的发生。

由于内流道的推进剂A的流量是固定值，因此径向动量是个定值。外流道的推进剂B的流量可以连续调节，因此轴向动量可以连续调节。两者的比值，也即动量比，可以实现连续的调节。进而实现推力的连续变化，载人航天主动段飞行使用变推力发动机推进，可以严格控制宇航员的过载，确保宇航员的飞行安全。

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。