安 鵬，姚世強(qiáng)，王京麗，周文祿

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針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯奶攸c(diǎn)及設(shè)計(jì)方法

安 鵬，姚世強(qiáng)，王京麗，周文祿

（北京航天動(dòng)力研究所，北京，100076）

在雙組元液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)中，相比傳統(tǒng)的直流式或離心式噴注器，針?biāo)ㄊ絿娮⑵骶哂歇?dú)特的幾何結(jié)構(gòu)形式及噴注特性。通過參閱國外的相關(guān)研究成果，介紹了針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟?、特點(diǎn)及應(yīng)用情況，總結(jié)了針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟O(shè)計(jì)參數(shù)的設(shè)計(jì)方法，從而提出針?biāo)ㄊ絿娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)方案的設(shè)計(jì)指導(dǎo)原則。

液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；針?biāo)ㄊ絿娮⑵?；特點(diǎn)；設(shè)計(jì)方法

0 引 言

針?biāo)ㄊ絿娮⑵髌鹪从?9世紀(jì)50年代中期美國噴氣推進(jìn)實(shí)驗(yàn)室（Jet Programmable Laboratory，JPL）的液體自燃推進(jìn)劑混合和燃燒反應(yīng)時(shí)間的實(shí)驗(yàn)研究。美國TRW公司于19世紀(jì)60年代開始實(shí)踐并研制針?biāo)ㄊ絿娮⑵?。過去的50年間，TRW公司已研發(fā)了各類不同用途的60多種針?biāo)ㄊ揭后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)[1]。近些年，中國也開展了針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯难芯考皯?yīng)用，并取得了一定成果。本文主要參閱國外文獻(xiàn)中的研究成果，介紹針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟怼⑻攸c(diǎn)及應(yīng)用情況，總結(jié)了其關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)的計(jì)算方法以及參數(shù)選取的原則，并針對結(jié)構(gòu)方案的優(yōu)化提出設(shè)計(jì)指導(dǎo)。

1 針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟?/h2>

針?biāo)ㄊ絿娮⑵魍ㄟ^伸入燃燒室內(nèi)部的針?biāo)ńY(jié)構(gòu)，使一種推進(jìn)劑流經(jīng)針?biāo)ㄖ行牧鞯?，并由針?biāo)^端附近的一系列孔（或縫隙）呈放射性徑向噴注；另一種推進(jìn)劑通過針?biāo)ㄍ鈧?cè)的環(huán)形縫隙軸向噴注。徑向放射性射流與軸向環(huán)形液膜呈90°交叉撞擊，使推進(jìn)劑霧化混合。針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟砣鐖D1所示。

圖1 針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟恚◤较驗(yàn)榄h(huán)形縫隙）

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯膰婌F混合模式在燃燒室內(nèi)形成兩個(gè)主要的回流區(qū)（外側(cè)回流區(qū)和中心回流區(qū)），這是其既能夠?qū)崿F(xiàn)高效燃燒組織又具有固有穩(wěn)定性的基礎(chǔ)。外側(cè)回流區(qū)主要是推進(jìn)劑向頭部的回流；中心回流區(qū)主要是推進(jìn)劑沿軸向方向向針?biāo)^端回流，加劇推進(jìn)劑液滴的二次破碎和摻混燃燒效果。針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)流場示意如圖2所示。

圖2 針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室內(nèi)部流場示意

美國JPL通過實(shí)驗(yàn)測試了自燃推進(jìn)劑組合在特定的噴注速度下，通過兩個(gè)同心管噴注時(shí)的混合燃燒時(shí)間。根據(jù)確定的流速、距離和下游測量的數(shù)據(jù)可以得到化學(xué)反應(yīng)的延時(shí)。早期的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)揭示了化學(xué)反應(yīng)速率具有不確定性的原因是由于兩個(gè)同心管射流之間的混合比偏差引起的，并因自燃推進(jìn)劑“吹離”效應(yīng)而加劇。解決該問題的方法是，在同心管內(nèi)管的末端設(shè)計(jì)一個(gè)突出的針?biāo)ńY(jié)構(gòu)，迫使推進(jìn)劑射流轉(zhuǎn)為徑向噴注，這樣能夠確定推進(jìn)劑組元?jiǎng)×覔交斓南鄬ξ恢?。這個(gè)實(shí)驗(yàn)裝置展示了研發(fā)一種新型高效噴注器的可行性。JPL在后來的實(shí)驗(yàn)中將針?biāo)ńY(jié)構(gòu)加以改進(jìn)，至此誕生了針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯脑驮O(shè)計(jì)。

從60年代開始，美國TRW公司繼續(xù)發(fā)展針?biāo)ㄊ絿娮⑵鳎嗬^添加了諸如變推力、快速脈沖響應(yīng)、端面關(guān)機(jī)、低成本設(shè)計(jì)等新特性，并最終發(fā)展成為可用于液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的優(yōu)秀設(shè)計(jì)。過去的50年間，TRW公司已研發(fā)了超過60多種不同推力、不同用途、不同推進(jìn)劑組合的針?biāo)ㄊ揭后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，推力范圍為0.022~2 900 kN。

2 針?biāo)ㄊ絿娮⑵骷夹g(shù)特點(diǎn)

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯膸缀谓Y(jié)構(gòu)形式?jīng)Q定了其噴注特性與常規(guī)的直流式和離心式噴注器有著明顯不同。直流式噴注器通過多股互擊或自擊的推進(jìn)劑射流撞擊而形成霧化混合，液滴的破碎和蒸發(fā)沿著燃燒室軸向方向進(jìn)行；離心式噴注器主要依靠離心力作用使推進(jìn)劑霧化，霧化性能優(yōu)于直流式噴注器，液滴的破碎和蒸發(fā)沿燃燒室軸向呈圓錐形分布；針?biāo)ㄊ絿娮⑵鲃t是通過呈90°的軸向射流和徑向射流間的撞擊來組織霧化和混合，燃燒室內(nèi)的2個(gè)回流區(qū)顯示了液滴破碎和蒸發(fā)的軌跡及分布。

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯闹饕攸c(diǎn)為：a）高效的燃燒組織性能；b）固有的燃燒穩(wěn)定性；c）簡單、低成本的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)；d）良好的工況和推進(jìn)劑組合的適應(yīng)性[2]。

針?biāo)ㄊ絿娮⑵魍ㄟ^合理的設(shè)計(jì)和簡單的結(jié)構(gòu)參數(shù)調(diào)節(jié)，可達(dá)到較高的燃燒效率，通常為理論特征速度的96%~99%。需要說明的是：由于針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯膹较驀娮⒖讉€(gè)數(shù)受針?biāo)ㄖ睆酱笮〉南拗?，在推力比較大的發(fā)動(dòng)機(jī)中，單位噴注單元產(chǎn)生的推力（推力/單孔）相對較大。因此，實(shí)際上燃燒效率相比采用常規(guī)直流式噴注器的發(fā)動(dòng)機(jī)要略低一些。但是，這種燃燒效率的區(qū)別必須要綜合考慮它的簡易結(jié)構(gòu)和較低的研制成本。

在公開發(fā)表的文獻(xiàn)中，美國TRW公司研制的針?biāo)ㄊ揭后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)沒有出現(xiàn)過燃燒不穩(wěn)定現(xiàn)象。但根據(jù)阿波羅月球下降發(fā)動(dòng)機(jī)（Lunar Module Descent Engine，LMDE）的試車測試報(bào)告中的數(shù)據(jù)分析，發(fā)動(dòng)機(jī)在測試過程中監(jiān)測到偶爾發(fā)生的粗糙燃燒或隨機(jī)壓力峰現(xiàn)象。TRW的研究人員認(rèn)為粗糙燃燒與較高的燃料噴注速度和較低的氧化劑噴注速度有關(guān)。目前，關(guān)于針?biāo)ㄊ絿娮⑵魅紵€(wěn)定性的機(jī)理沒有公開發(fā)表的研究成果，但可以定性的部分解釋其機(jī)理：與均勻分布的平面型噴注器相比，針?biāo)ㄊ絿娮⑵鳟a(chǎn)生的燃燒能量釋放區(qū)域遠(yuǎn)離燃燒室聲振型的壓力波腹；徑向噴注的推進(jìn)劑射流使氣流和液滴具有不同的平均速度；燃燒室中聲速梯度的變化區(qū)域比較分散，能夠抑制阻尼諧振開始前的聲波。

通常情況下，針?biāo)ㄊ絿娮⑵鲀H需用2、3個(gè)零件就可以組成一個(gè)噴注器元件，通過調(diào)整很少的零件就可以迅速優(yōu)化噴注器性能。噴注器能夠通過一個(gè)可移動(dòng)組件來調(diào)節(jié)出口開度，從而改變發(fā)動(dòng)機(jī)工況。簡單的結(jié)構(gòu)和適當(dāng)?shù)墓ぷ鳒囟?，能夠確保使用常用材料和普通加工方法制造噴注器。另外，其具有良好的工況和推進(jìn)劑組合的適應(yīng)性，美國已成功應(yīng)用在推力范圍超過130 000∶1，室壓范圍超過250∶1，推力變比35∶1以及25種不同推進(jìn)劑組合。

3 針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯湫蛻?yīng)用

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯?個(gè)顯著特征使其在變推力發(fā)動(dòng)機(jī)和低成本助推發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域具有明顯的優(yōu)勢。美國研制的針?biāo)ㄊ揭后w火箭發(fā)動(dòng)機(jī)也主要是集中在這兩個(gè)領(lǐng)域，比較有代表性的是TRW公司研制的阿波羅月球下降發(fā)動(dòng)機(jī)[3]和Space X公司研制的隼（Merlin）系列低成本助推發(fā)動(dòng)機(jī)。

LMDE是第1臺實(shí)現(xiàn)飛行應(yīng)用的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)，采用氦氣擠壓式供應(yīng)系統(tǒng)，推進(jìn)劑為N2O4和A-50，能夠在10∶1的范圍內(nèi)實(shí)現(xiàn)4.4～44 kN的推力調(diào)節(jié)。LMDE的針?biāo)ㄊ絿娮⑵魍ㄟ^36個(gè)矩形孔徑向噴注氧化劑，燃料則在外側(cè)形成軸向環(huán)形液膜，同時(shí)一部分燃料通過靠近燃燒室壁面的36個(gè)孔組織液膜內(nèi)冷卻。噴注器設(shè)置有一個(gè)可移動(dòng)的部件與上游流量調(diào)節(jié)裝置聯(lián)動(dòng)控制噴注器的噴注狀態(tài)和流量，從而實(shí)現(xiàn)變推力工作。LMDE針?biāo)ㄊ絿娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)如圖3所示。

圖3 LMDE發(fā)動(dòng)機(jī)針?biāo)ㄊ絿娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)

Merlin系列發(fā)動(dòng)機(jī)是低成本燃?xì)獍l(fā)生器循環(huán)的液氧煤油助推發(fā)動(dòng)機(jī)，最新型Merlin 1D采用了結(jié)構(gòu)簡單且易于制造的針?biāo)ㄊ絿娮⑵?，用于獵鷹9（Falcon 9）運(yùn)載火箭的一級。單臺發(fā)動(dòng)機(jī)地面推力約650 kN，室壓為9.7 MPa，比沖為2 820~3 110 m/s，推質(zhì)比為150。

近些年隨著中國空間探索領(lǐng)域的快速發(fā)展，針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟谥袊饾u興起研究熱潮，成功研制出用于CE-3的7.5 kN變推力針?biāo)ㄊ较陆蛋l(fā)動(dòng)機(jī)[4]。同時(shí)，在高性能、快響應(yīng)姿軌控發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域也取得長足發(fā)展。目前，研制的針?biāo)ㄊ阶塑壙匕l(fā)動(dòng)機(jī)種類已達(dá)20多種，推力范圍為0.15~6.5 kN。

4 針?biāo)ㄊ絿娮⑵髟O(shè)計(jì)方法

目前，國外公開發(fā)表的有關(guān)針?biāo)ㄊ絿娮⑵鲊娮⑻匦缘睦碚撗芯课墨I(xiàn)很少。比較基礎(chǔ)的研究，如：徑向射流和軸向射流的撞擊霧化機(jī)理基本沒有涉及；應(yīng)用針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞣桨傅淖匀纪七M(jìn)劑流動(dòng)中出現(xiàn)的接觸面氣體擴(kuò)散“吹離”現(xiàn)象也沒有提出或量化；即使基礎(chǔ)的噴注器霧化液滴尺寸分布數(shù)據(jù)，在公開文獻(xiàn)中也沒有可利用的參考。因此，本節(jié)主要參閱國外文獻(xiàn)中的研究，總結(jié)針?biāo)ㄊ絿娮⑵髦饕O(shè)計(jì)參數(shù)的計(jì)算方法，并提出其參數(shù)選取及結(jié)構(gòu)方案的設(shè)計(jì)指導(dǎo)原則。

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯脑O(shè)計(jì)應(yīng)確保：a）2種推進(jìn)劑射流良好的霧化和混合，以帶來較高的燃燒效率；b）合適的燃燒室內(nèi)壁面液膜冷卻；c）針?biāo)ㄖ睆脚c外側(cè)環(huán)縫直徑尺寸間的同軸度精度要求；d）針?biāo)^端及噴注面板應(yīng)具有良好的熱裕度。

4.1 形 式

針?biāo)ㄊ絿娮⑵靼磸较驀娮⑿蚊部煞譃榭资胶湍な絻煞N形式?？资絿娮⑵鞯尼?biāo)^端均勻分布若干徑向噴注小孔（或異型孔），形成輪輻式放射性噴注形貌；膜式噴注器的針?biāo)^端為徑向環(huán)縫，形成薄膜狀的噴注形貌。

針?biāo)ㄊ絿娮⑵靼粗行耐七M(jìn)劑狀態(tài)可分為燃料中心式和氧化劑中心式。TRW公司的研究經(jīng)驗(yàn)顯示，無論采用燃料中心式還是氧化劑中心式，噴注器都能實(shí)現(xiàn)高性能。通常，在輻射冷卻發(fā)動(dòng)機(jī)中，噴注器多采用燃料中心式，這是由于徑向射流能夠穿透軸向環(huán)形液膜并持續(xù)射向壁面，便于液膜冷卻。

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯男问竭x擇取決于設(shè)計(jì)權(quán)衡，如推進(jìn)劑組合、燃燒室材料、冷卻方式、工況條件、霧化質(zhì)量、加工難度等因素。其冷態(tài)噴注試驗(yàn)如圖4所示。

a）軸向射流

b）徑向射流

c）合成狀態(tài)

4.2 設(shè)計(jì)參數(shù)

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯闹饕O(shè)計(jì)參數(shù)包括：a）幾何結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)，如噴注孔孔徑、針?biāo)ㄖ睆?、環(huán)縫出口直徑等；b）4個(gè)無量綱參數(shù)：動(dòng)量比、阻塞比、越程比和直徑比；c）噴注速度及合成霧化角等噴注特性參數(shù)。這些設(shè)計(jì)參數(shù)直接影響噴注器的霧化混合，4個(gè)無量綱參數(shù)是針?biāo)ㄊ絿娮⑵鲄^(qū)別于常規(guī)噴注器的特性參數(shù)，在設(shè)計(jì)時(shí)應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注，關(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)如圖5所示。

圖5 針?biāo)ㄊ絿娮⑵麝P(guān)鍵設(shè)計(jì)參數(shù)

4.2.1 噴注孔孔徑

4.2.2 針?biāo)ㄖ睆胶屯鈧?cè)環(huán)縫出口直徑

（3）

4.2.3 動(dòng)量比

動(dòng)量比（TMR）是指徑向射流動(dòng)量與軸向射流動(dòng)量之比，即：

TMR是針?biāo)ㄊ絿娮⑵髯钪匾男阅軈?shù)，反映了噴注器霧化混和的狀態(tài)，與直流互擊式噴注器的最佳混合比分布準(zhǔn)則相似。TRW公司的研究經(jīng)驗(yàn)認(rèn)為：在徑向射流動(dòng)量與軸向射流動(dòng)量相等，即TMR=1時(shí)，針?biāo)ㄊ絿娮⑵骶哂凶罴鸦旌蠣顟B(tài)。圖6為TRW公司研制的一臺采用N2O4/N2H4推進(jìn)劑的針?biāo)ㄊ桨l(fā)動(dòng)機(jī)在不同動(dòng)量比下測試的發(fā)動(dòng)機(jī)性能曲線[5]。

圖6 動(dòng)量比與發(fā)動(dòng)機(jī)特征速度效率關(guān)系曲線

針?biāo)ㄊ絿娮⑵髦饕峭ㄟ^徑向射流穿透軸向液膜，并持續(xù)噴注向壁面而形成液膜內(nèi)冷卻。這種內(nèi)冷卻的模式與直流式噴注器的邊區(qū)冷卻有明顯區(qū)別。針?biāo)ㄊ絿娮⑵魍ㄟ^改變TMR值，提高或降低徑向射流的穿透能力，來實(shí)現(xiàn)內(nèi)冷卻的調(diào)節(jié)。

對于采用燃料中心式的針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯妮椛淅鋮s推力室，TMR值可適當(dāng)增大，增強(qiáng)徑向射流的動(dòng)量，使其能夠更好地穿透軸向液膜，形成有效的壁面液膜內(nèi)冷卻；對于氧化劑中心式的針?biāo)ㄊ絿娮⑵?，TMR值最好設(shè)置的相對小些，盡量確保氧化劑不會直接撞擊燃燒室壁面引起相容性等問題。如有必要也可設(shè)置單獨(dú)的邊區(qū)冷卻。公開發(fā)表的文獻(xiàn)中提到的發(fā)動(dòng)機(jī)噴注器設(shè)計(jì)中，月球下降發(fā)動(dòng)機(jī)（LMDE）單獨(dú)設(shè)計(jì)了36個(gè)燃料邊區(qū)冷卻孔進(jìn)行內(nèi)冷卻。

4.2.4 阻塞比

阻塞比（BF）是指針?biāo)^端全部徑向噴注孔的孔徑之和與針?biāo)ㄖ荛L之比，按照下式計(jì)算。如果徑向噴注采用縫隙式，則BF=1。

BF值反映了2種推進(jìn)劑的接觸摻混比例或程度，這是另一個(gè)重要的設(shè)計(jì)參數(shù)。根據(jù)TRW的研究經(jīng)驗(yàn)，增大BF值，有助于增強(qiáng)推進(jìn)劑摻混效果，提高混合燃燒性能。

4.2.5 越程比

越程比（TLR）是指外側(cè)環(huán)形液膜在到達(dá)徑向射流之前經(jīng)過的越程與針?biāo)ㄖ睆街g的比值，即：

根據(jù)TRW公司的研究經(jīng)驗(yàn)：這個(gè)參數(shù)的典型取值為1，即越程與針?biāo)ㄖ睆较嗟?。較小的越程使推進(jìn)劑的燃燒面更加靠近噴注面板，這在一定程度上相當(dāng)于增加了燃燒室有效容積，有助于提高燃燒性能。

4.2.6 直徑比

直徑比（DR）是燃燒室直徑與針?biāo)ㄖ睆街?，即?/p>

應(yīng)用針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯娜紵蚁啾扔谄矫嫘蛧娮⑵鞯娜紵?，傾向于采用大收縮比的設(shè)計(jì)以適應(yīng)針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯膹较驀娮⑿问?。根?jù)TRW公司的研究經(jīng)驗(yàn)，直徑比的取值范圍為3~5。

4.2.7 射流噴注速度

4.2.8 合成霧化角

合成霧化角是兩射流撞擊后合成的動(dòng)量角度，隨著TMR的增大而增大，近似正比于[6]。

4.3 結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)包括：a）精度保證；b）內(nèi)流道優(yōu)化設(shè)計(jì)；c）針?biāo)^端及噴注面板型面優(yōu)化設(shè)計(jì)。

4.3.1 精度保證

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鳘?dú)特的噴注形貌和幾何構(gòu)型決定了針?biāo)ㄖ睆脚c外側(cè)環(huán)縫直徑間的同軸度精度，直接影響到混合比分布的均勻性。在小流量發(fā)動(dòng)機(jī)中，噴注器出口尺寸相對較小，噴注器同軸度精度如果控制的不好，將對發(fā)動(dòng)機(jī)的性能產(chǎn)生相對較大的偏差。

設(shè)計(jì)的原則是：采用一體化的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，盡可能減少零件數(shù)量和焊縫數(shù)量，使頭部結(jié)構(gòu)簡潔緊湊，避免焊接帶來的結(jié)構(gòu)變形，同時(shí)利用零件間的配合間隙保證同軸度精度。在進(jìn)行針?biāo)ㄊ絿娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，需要對同軸度精度及公差帶對動(dòng)量比（TMR）的影響進(jìn)行分析。噴注器出口尺寸較小時(shí)，對精度和公差應(yīng)有更高的要求。

4.3.2 內(nèi)流道優(yōu)化設(shè)計(jì)

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯慕Y(jié)構(gòu)優(yōu)化雖然保證了噴注器的同軸度要求，但由于噴注器外側(cè)的推進(jìn)劑一般為側(cè)向或徑向進(jìn)液的方式，為避免噴注器出口出現(xiàn)混合比和流量的局部偏差而導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)性能、穩(wěn)定性和工作壽命的問題，在噴注器內(nèi)流道設(shè)計(jì)上就必須要作細(xì)致的結(jié)構(gòu)優(yōu)化和流動(dòng)狀態(tài)分析。

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鲀?nèi)流道的優(yōu)化設(shè)計(jì)可以借鑒常規(guī)直流式噴注器的設(shè)計(jì)思路，通過合理的設(shè)計(jì)和布局，使流道內(nèi)靜壓分布均勻，盡量避免流道中流速變化過大，或存在死區(qū)和氣泡聚集區(qū)等情況。噴注器內(nèi)流道的優(yōu)化設(shè)計(jì)需要通過三維流動(dòng)仿真分析和冷態(tài)混合比分布試驗(yàn)進(jìn)行評估，通過反復(fù)的計(jì)算和試驗(yàn)，不斷修改設(shè)計(jì)方案以達(dá)最佳。

4.3.3 針?biāo)^端及噴注面板型面優(yōu)化設(shè)計(jì)

針?biāo)ㄊ絿娮⑵鹘Y(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的另一個(gè)比較重要的內(nèi)容是燃燒室內(nèi)回流區(qū)對噴注器的熱影響。一方面是燃燒室中心區(qū)域燃?xì)饣亓饕鸬尼標(biāo)^端過熱問題；另一方面是燃燒室上游回流區(qū)對噴注面板的熱影響。

根據(jù)TRW的研制經(jīng)驗(yàn)，使用薄壁半圓形的針?biāo)^端可對中心回流的燃?xì)馄鸬揭欢ǖ膶?dǎo)流作用，使燃?xì)庠趫A形弧面附近速度加快，可減輕中心燃?xì)饣亓鲗︶標(biāo)^的傳熱。同時(shí)，針?biāo)^端也可采用耐高溫材料，避免頭端過熱燒蝕。針對上游燃?xì)饣亓鲗娮⒚姘宓挠绊?，不同設(shè)計(jì)參數(shù)的噴注器，其上游回流區(qū)的狀態(tài)有所不同，因此，噴注面板型面應(yīng)采取設(shè)計(jì)措施，以減小回流區(qū)區(qū)域，從而減小熱影響。

5 結(jié)束語

針?biāo)ㄊ絿娮⑵骶哂歇?dú)特的幾何結(jié)構(gòu)形式及噴注特性，具有較高的燃燒性能、固有的燃燒穩(wěn)定性、簡單低成本的結(jié)構(gòu)和良好的工況及推進(jìn)劑適應(yīng)性。隨著中國對針?biāo)ㄊ絿娮⑵骼碚摶A(chǔ)研究和工程應(yīng)用的不斷開展，針?biāo)ㄊ絿娮⑵鞯膽?yīng)用范圍將進(jìn)一步拓展，在高性能液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域必將占有重要地位。

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Characteristics and Design of Pintle Injector

An Peng, Yao Shi-qiang, Wang Jing-li, Zhuo Wen-lu

(Beijing Aerospace Propulsion Institute, Beijing, 100076)

The pintle injector has unique geometry and injection characteristics compared to the typical orifice or swirl injectors used on bipropellant liquid rocket engines.The concept, characteristics and the applications of pintle injector were introduced through basic study of foreign references. The design method of the pintle injector was summarized , and the design guidelines of the configuration was presented.

Liprud rocket engine; Pintle injector; Characteristics; Design

1004-7182(2016)03-0050-05

10.7654/j.issn.1004-7182.20160312

V43

A

2015-04-20；

2015-08-03

安 鵬（1982-），男，高級工程師，主要從事液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)