一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室

1.本发明涉及火箭发动机技术领域，更具体地说，涉及一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室。


背景技术：

2.凝胶推进剂结合了液体推进剂比冲高、可控性高和固体推进剂稳定易储存、发射迅速机动性强的优点，因此液体推进剂的凝胶化是目前重要的发展方向之一，是液体推进剂发展的新趋势。
3.凝胶推进剂在储存过程中表现为粘弹性固体，在供应至火箭发动机推力室的过程中在剪切应力的作用下粘度下降，最后雾化为液体参与燃烧。由于其较高的零剪切粘度以及特殊的流变特性，凝胶推进剂在使用常规雾化喷嘴时往往雾化质量不佳，进而影响火箭发动机推力室的燃烧效率，如cn201963418u公告的一种适用于凝胶推进剂的直流式喷注器、cn212359969u公告的凝胶推进剂喷注器及发动机推力室和cn110685819公告的喷注器和喷注方法等。
4.目前已有一些针对凝胶推进剂的喷嘴改进以及应用，例如：cn113882967b公告了一种应用固体颗粒凝胶燃料的冲压发动机系统，但是其喷嘴流量较小，仅适用于冲压发动机；cn114017204公告了一种应用含能浆体燃料的冲压发动机系统，但是其喷嘴为单相喷嘴，不适用于具有燃料和氧化剂两种组元的火箭发动机；cn112177802a公告了一种适用于凝胶燃料的火箭发动机预热自击喷注器，但是其喷嘴结构较为复杂，且仅适用于具有升温粘度降低的推进剂类型。
5.从上世纪90年代初开始，一种新型的超声雾化技术逐渐受到关注，如cn200977496y公告的流体动力式超声雾化器和cn204060592u公告的用于降低超重油粘度的流体动力超声波发生装置。哈特曼哨是比较典型和有效的一种流体动力式超声雾化喷嘴，具有结构简单、体积小和耐冲击的特点，适合在火箭发动机燃烧室较为恶劣的条件下工作。由于其产生的超声波频率高、强度大，能够有效雾化粘度较大液体，因此凝胶推进剂雾化方面具有一定的应用前景。


技术实现要素：

6.本发明旨在提供一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，可以改善凝胶推进剂以及牛顿液体推进剂的雾化效果，进而提高发动机的燃烧效率和比冲，其具体技术方案如下：
7.一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，包括推力室身部和喷管部，所述推力室身部包括同轴连接于所述喷管部上部的外壳体，所述外壳体的顶端连接气态氧化剂入口与液体燃料入口；所述外壳体内腔中的上部安装有哈特曼哨喷嘴，内腔下部为燃烧室；所述喷管部为拉瓦尔喷管，所述燃烧室与所述拉瓦尔喷管相连通；所述哈特曼哨喷嘴由气液同轴喷嘴和位于所述气液同轴喷嘴下方的共振腔组成，所述气液同轴喷嘴由中心的气体直
流喷嘴和外圈同轴的液体环缝喷嘴组成；
8.所述气体直流喷嘴包括气路壳体，所述气路壳体内的气体直流通道上部开口为与所述气态氧化剂入口相连通的哈特曼哨喷嘴气体入口，所述气体直流通道中安装有导流器，所述导流器上均布有一圈上下连通的通孔，所述导流器的中心处与一哨杆的上端固定连接，所述哨杆的下端穿出所述气体直流通道的下部开口，并固定连接下方所述共振腔的内腔底部；所述气体直流通道的下部开口为哈特曼哨喷嘴气体喷口，所述哈特曼哨喷嘴气体喷口与所述哨杆之间形成环缝气体通路；
9.所述液体环缝喷嘴包括同轴固定于所述气路壳体外部的液路壳体，所述液路壳体上开设有与所述液体燃料入口相连通的哈特曼哨喷嘴液体入口，所述液路壳体的下部开设有哈特曼哨喷嘴液体喷口，所述哈特曼哨喷嘴液体喷口与所述气路壳体外壁之间形成环缝液体通路，并且所述哈特曼哨喷嘴液体喷口由上至下向靠近气路壳体中心轴线的方向逐渐倾斜。
10.本发明中，氧化剂气体首先进入哈特曼哨喷嘴气体入口，经过导流器从哈特曼哨喷嘴气体喷口喷出，撞入共振腔产生强声场。液体推进剂从燃料腔由哈特曼哨喷嘴液体入口进入喷嘴外层环形通道，从哈特曼哨喷嘴液体喷口喷出，形成环绕共振腔的一圈液膜。强声波激发起液膜表面毛细波，毛细波失稳破裂为微小液滴，完成雾化过程。
11.优选地，所述外壳体的内腔壁上安装有一圈用以支撑所述液路壳体下表面的环形支撑座，所述共振腔位于所述环形支撑座的下方。
12.优选地，所述导流器上均布8个直径2.5mm的一圈所述通孔。
13.优选地，所述哈特曼哨喷嘴气体喷口的直径为7mm，所述哨杆的外径范围为5～6mm，所述环缝气体通路的环缝宽度在0.5～1mm范围内。
14.优选地，所述哈特曼哨喷嘴液体入口为在所述液路壳体上沿周向等间距开设的6个直径30mm的过孔。
15.优选地，所述哈特曼哨喷嘴液体喷口与所述液体环缝喷嘴底部平面的夹角范围为45～75
°
。
16.优选地，所述哈特曼哨喷嘴液体喷口的直径为11mm，所述气路壳体的底部外圈直径范围为11.6～12.2mm，所述环缝液体通路的环缝宽度在0.3～0.6mm范围内。
17.优选地，所述导流器通过轴肩定位在所述气路壳体内。
18.优选地，所述共振腔的内径范围为7～9mm，所述共振腔的深度范围为3～8mm；所述共振腔与所述哈特曼哨喷嘴气体喷口底面之间的距离范围为1～16mm。
19.优选地，所述哈特曼哨喷嘴的气体流量范围为6～60g/s，液体流量范围为30～60g/s；所述哈特曼哨喷嘴产生的强声波频率范围为7000～9000hz。
20.本发明的有益效果：
21.通过采用上述技术方案，本发明火箭发动机推力室由氧化剂进口、燃料进口、喷嘴和拉瓦尔喷管组成，其中喷嘴采用哈特曼哨喷嘴。哈特曼哨喷嘴由气液同轴喷嘴和一个共振腔组成，气体直流喷嘴喷出高速气流与共振腔碰撞产生强声波。液体喷嘴为环缝喷嘴，凝胶推进剂或牛顿液体推进剂经过环缝喷嘴喷出形成环绕共振腔的液膜，强声波作用于液膜促进其破裂成微小液滴完成雾化过程。
22.相较于采用普通气液同轴喷嘴的火箭发动机推力室，本发明中哈特曼哨喷嘴的应
用有效改善了凝胶推进剂或牛顿液体推进剂的雾化效果，提升了推力室内的燃烧效率，提升了火箭发动机整体的比冲性能；另一方面，哈特曼哨喷嘴的应用增大了喷雾锥角，有利于推力室的壁面冷却。
附图说明
23.为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的实施例，对于本领域普通技术人员而言，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据提供的附图获得其他的附图。
24.图1为本发明所述火箭发动机推力室的整体剖面示意图；
25.图2为本发明所述哈特曼哨喷嘴的结构示意图；
26.图3为图2中a-a方向的局部剖面图；
27.图4为本发明所述哈特曼哨喷嘴强声波的产生原理图；
28.图5为本发明所述哈特曼哨喷嘴强声波的纹影测量结果；
29.图6为本发明所述哈特曼哨喷嘴及气液同轴喷嘴对常规推进剂的雾化效果对比图(左侧图为哈特曼哨喷嘴对常规推进剂的雾化效果，右侧图为气液同轴喷嘴对常规推进剂的雾化效果)；
30.图7：本发明所述哈特曼哨喷嘴及气液同轴喷嘴对凝胶推进剂的雾化效果对比图(左侧图为哈特曼哨喷嘴对凝胶推进剂的雾化效果，右侧图为气液同轴喷嘴对凝胶推进剂的雾化效果)。
31.图中：
32.10-哈特曼哨喷嘴，
33.11-哈特曼哨喷嘴气体入口，12-导流器，13-哨杆，14-哈特曼哨喷嘴气体喷口，15-共振腔，16-哈特曼哨喷嘴液体入口，17-哈特曼哨喷嘴液体喷口，18-气路壳体，19-液路壳体；
34.20-气态氧化剂入口；
35.30-液体燃料入口；
36.40-燃烧室；
37.50-拉瓦尔喷管；
38.60-外壳体，
39.61-环形支撑座。
具体实施方式
40.下面详细描述本发明的实施例，所述实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
41.在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”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，因此不能理解为对本发明的限制。
42.此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
43.实施例：
44.如图1所示，本发明提供一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，包括推力室身部和喷管部，推力室身部包括同轴连接于喷管部上部的外壳体60，外壳体60的顶端中心处连接气态氧化剂入口20，顶端边缘处连接液体燃料入口30；外壳体内腔中的上部安装有哈特曼哨喷嘴10，内腔中的下部为燃烧室40；喷管部为拉瓦尔喷管50，燃烧室40与拉瓦尔喷管50相连通。
45.如图2、图3所示，哈特曼哨喷嘴10由气液同轴喷嘴和位于气液同轴喷嘴下方的共振腔15组成，气液同轴喷嘴由中心的气体直流喷嘴和外圈同轴的液体环缝喷嘴组成；
46.气体直流喷嘴包括气路壳体18，气路壳体18内的气体直流通道上部开口为与气态氧化剂入口20相连通的哈特曼哨喷嘴气体入口11，气体直流通道中安装有导流器12，具体为导流器12通过轴肩定位在气路壳体18内；导流器12上均布有一圈上下连通的通孔，导流器12的中心处与一哨杆13的上端固定连接，哨杆13的下端穿出气体直流通道的下部开口，并固定连接下方共振腔15的内腔底部；气体直流通道的下部开口为哈特曼哨喷嘴气体喷口14，哈特曼哨喷嘴气体喷口14与哨杆13之间形成环缝气体通路；
47.液体环缝喷嘴包括同轴固定于气路壳体18外部的液路壳体19，液路壳体19上开设有与液体燃料入口30相连通的哈特曼哨喷嘴液体入口16，液路壳体19的下部开设有与哈特曼哨喷嘴液体入口16相连通的哈特曼哨喷嘴液体喷口17，哈特曼哨喷嘴液体喷口17与气路壳体18外壁之间形成环缝液体通路，并且哈特曼哨喷嘴液体喷口17由上至下向靠近气路壳体中心轴线的方向逐渐倾斜。
48.进一步的，外壳体60的内腔壁上安装有一圈用以支撑液路壳体下表面的环形支撑座61，共振腔15位于环形支撑座61的下方。
49.如图2所示，气态氧化剂从气态氧化剂入口20进入哈特曼哨喷嘴气体入口11，然后经过导流器12，最后从哈特曼哨喷嘴气体喷口14与哨杆13之间的环缝气体通路喷出。如图3所示，导流器12上均布8个直径2.5mm的一圈通孔，以使气体通过。
50.哈特曼哨喷嘴气体喷口14的直径dg为7mm。哈特曼哨喷嘴气体喷口14和哨杆13共同构成一环缝气体通路，其中哨杆13直径ds的外径范围为5～6mm，因此环缝气体通路的宽度范围为：0.5～1mm。
51.哨杆13的上端与导流器12固连，下端固连共振腔15。共振腔15内径dr的范围为：7～9mm，深度h的范围为：3～8mm。共振腔15与哈特曼哨喷嘴气体喷口14底面的距离l由哨杆13的长度决定，l的范围为1～16mm。
52.如图2所示，液体燃料从液体燃料入口30进入后，经过哈特曼哨喷嘴液体入口16，从哈特曼哨喷嘴液体喷口17喷出。如图3所示，哈特曼哨喷嘴液体入口16为在液路壳体19上沿周向等间距开设的6个直径30mm的过孔，即哈特曼哨喷嘴液体入口16由一圈6个直径30mm过孔组成。哈特曼哨喷嘴液体喷口17与液体环缝喷嘴底部平面的夹角a范围为45～75
°
。哈
特曼哨喷嘴液体喷口17的直径di固定为11mm，气路壳体18的底部外圈直径do范围为11.6～12.2mm，因此环缝液体通路的环缝宽度在0.3～0.6mm范围内。
53.本发明中，哈特曼哨喷嘴10的气体流量范围为6～60g/s，液体流量范围为30～60g/s；哈特曼哨喷嘴10产生的强声波频率范围为7000～9000hz。
54.工作原理：
55.该喷嘴工作时，气态氧化剂从气态氧化剂入口20进入，经过哈特曼哨喷嘴气体入口11、导流器12后从哈特曼哨喷嘴气体喷口14喷出。如图4所示，从哈特曼哨喷嘴气体喷口14喷出的高速气流冲击共振腔内部气体，在共振腔15内部产生强烈的激波。激波经过共振腔内壁面的反射后传出腔外形成强声波，该强声波的频率范围：7000～9000hz。图4中a处所指为声波，b处所指为气体。
56.液体燃料从燃料腔由哈特曼哨喷嘴液体入口16进入喷嘴外层环形通道，再从哈特曼哨喷嘴液体喷口17喷出后，形成环绕共振腔15的一圈液体。当强声波传播到气液界面时，激发液体表面形成毛细波，毛细波增长破裂最终形成微小液滴，完成雾化过程。
57.如图5所示，通过能够显示气体密度变化的纹影方法拍摄哈特曼哨喷嘴10产生的强声波，图中黑白相间明显的区域即为强声波。
58.如图6所示，在液体为常规牛顿液体推进剂时，相较于同样气、液流量的气液同轴喷嘴，哈特曼哨喷嘴10具有更好的雾化质量，且雾化锥角更大，有利于火箭发动机推力器室壁面冷却。
59.如图7所示，在液体为凝胶推进剂时，相较于同样气、液流量的气液同轴喷嘴，哈特曼哨喷嘴10具有更好的雾化质量，且雾化锥角更大，有利于火箭发动机推力器室壁面冷却。
60.本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。对于实施例公开的装置而言，由于其与实施例公开的方法相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法部分说明即可。
61.对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

技术特征：
1.一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，包括推力室身部和喷管部，所述推力室身部包括同轴连接于所述喷管部上部的外壳体，所述外壳体的顶端连接气态氧化剂入口与液体燃料入口；所述外壳体内腔中的上部安装有哈特曼哨喷嘴，内腔下部为燃烧室；所述喷管部为拉瓦尔喷管，所述燃烧室与所述拉瓦尔喷管相连通；所述哈特曼哨喷嘴由气液同轴喷嘴和位于所述气液同轴喷嘴下方的共振腔组成，所述气液同轴喷嘴由中心的气体直流喷嘴和外圈同轴的液体环缝喷嘴组成；所述气体直流喷嘴包括气路壳体，所述气路壳体内的气体直流通道上部开口为与所述气态氧化剂入口相连通的哈特曼哨喷嘴气体入口，所述气体直流通道中安装有导流器，所述导流器上均布有一圈上下连通的通孔，所述导流器的中心处与一哨杆的上端固定连接，所述哨杆的下端穿出所述气体直流通道的下部开口，并固定连接下方所述共振腔的内腔底部；所述气体直流通道的下部开口为哈特曼哨喷嘴气体喷口，所述哈特曼哨喷嘴气体喷口与所述哨杆之间形成环缝气体通路；所述液体环缝喷嘴包括同轴固定于所述气路壳体外部的液路壳体，所述液路壳体上开设有与所述液体燃料入口相连通的哈特曼哨喷嘴液体入口，所述液路壳体的下部开设有哈特曼哨喷嘴液体喷口，所述哈特曼哨喷嘴液体喷口与所述气路壳体外壁之间形成环缝液体通路，并且所述哈特曼哨喷嘴液体喷口由上至下向靠近气路壳体中心轴线的方向逐渐倾斜。2.根据权利要求1所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述外壳体的内腔壁上安装有一圈用以支撑所述液路壳体下表面的环形支撑座。3.根据权利要求1所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述导流器上均布8个直径2.5mm的一圈所述通孔。4.根据权利要求1或3所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述哈特曼哨喷嘴气体喷口的直径为7mm，所述哨杆的外径范围为5～6mm，所述环缝气体通路的环缝宽度在0.5～1mm范围内。5.根据权利要求1所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述哈特曼哨喷嘴液体入口为在所述液路壳体上沿周向等间距开设的6个直径30mm的过孔。6.根据权利要求1或5述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述哈特曼哨喷嘴液体喷口与所述液体环缝喷嘴底部平面的夹角范围为45～75
°
。7.根据权利要求1或5所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述哈特曼哨喷嘴液体喷口的直径为11mm，所述气路壳体的底部外圈直径范围为11.6～12.2mm，所述环缝液体通路的环缝宽度在0.3～0.6mm范围内。8.根据权利要求1所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述导流器通过轴肩定位在所述气路壳体内。9.根据权利要求1所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述共振腔的内径范围为7～9mm，所述共振腔的深度范围为3～8mm；所述共振腔与所述哈特曼哨喷嘴气体喷口底面之间的距离范围为1～16mm。10.根据权利要求1所述的一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，其特征在于，所述哈特曼哨喷嘴的气体流量范围为6～60g/s，液体流量范围为30～60g/s；所述哈特曼哨喷嘴产生的强声波频率范围为7000～9000hz。

技术总结
本发明涉及火箭发动机技术领域，公开了一种应用哈特曼哨喷嘴的火箭发动机推力室，包括推力室身部和喷管部，推力室身部包括外壳体，外壳体的顶端连接气态氧化剂入口与液体燃料入口；外壳体内腔中的上部安装有哈特曼哨喷嘴，内腔下部为燃烧室；喷管部为拉瓦尔喷管；哈特曼哨喷嘴由气液同轴喷嘴和位于气液同轴喷嘴下方的共振腔组成，气液同轴喷嘴由中心的气体直流喷嘴和外圈同轴的液体环缝喷嘴组成。本发明中哈特曼哨喷嘴的应用有效改善了凝胶推进剂或牛顿液体推进剂的雾化效果，提升了推力室内的燃烧效率，提升了火箭发动机整体的比冲性能；同时，哈特曼哨喷嘴的应用增大了喷雾锥角，有利于推力室的壁面冷却。有利于推力室的壁面冷却。有利于推力室的壁面冷却。


技术研发人员：富庆飞 张丁为 贾伯琦 宋秋宜 杨立军
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2023.07.21
技术公布日：2023/10/5