针栓式喷注器的特点及设计方法

安 鹏，姚世强，王京丽，周文禄



针栓式喷注器的特点及设计方法

安 鹏，姚世强，王京丽，周文禄

（北京航天动力研究所，北京，100076）

在双组元液体火箭发动机中，相比传统的直流式或离心式喷注器，针栓式喷注器具有独特的几何结构形式及喷注特性。通过参阅国外的相关研究成果，介绍了针栓式喷注器原理、特点及应用情况，总结了针栓式喷注器设计参数的设计方法，从而提出针栓式喷注器结构方案的设计指导原则。

液体火箭发动机；针栓式喷注器；特点；设计方法

0 引 言

针栓式喷注器起源于19世纪50年代中期美国喷气推进实验室（Jet Programmable Laboratory，JPL）的液体自燃推进剂混合和燃烧反应时间的实验研究。美国TRW公司于19世纪60年代开始实践并研制针栓式喷注器。过去的50年间，TRW公司已研发了各类不同用途的60多种针栓式液体火箭发动机[1]。近些年，中国也开展了针栓式喷注器的研究及应用，并取得了一定成果。本文主要参阅国外文献中的研究成果，介绍针栓式喷注器原理、特点及应用情况，总结了其关键设计参数的计算方法以及参数选取的原则，并针对结构方案的优化提出设计指导。

1 针栓式喷注器原理

针栓式喷注器通过伸入燃烧室内部的针栓结构，使一种推进剂流经针栓中心流道，并由针栓头端附近的一系列孔（或缝隙）呈放射性径向喷注；另一种推进剂通过针栓外侧的环形缝隙轴向喷注。径向放射性射流与轴向环形液膜呈90°交叉撞击，使推进剂雾化混合。针栓式喷注器原理如图1所示。

图1 针栓式喷注器原理（径向为环形缝隙）

针栓式喷注器的喷雾混合模式在燃烧室内形成两个主要的回流区（外侧回流区和中心回流区），这是其既能够实现高效燃烧组织又具有固有稳定性的基础。外侧回流区主要是推进剂向头部的回流；中心回流区主要是推进剂沿轴向方向向针栓头端回流，加剧推进剂液滴的二次破碎和掺混燃烧效果。针栓式发动机内流场示意如图2所示。

图2 针栓式发动机燃烧室内部流场示意

美国JPL通过实验测试了自燃推进剂组合在特定的喷注速度下，通过两个同心管喷注时的混合燃烧时间。根据确定的流速、距离和下游测量的数据可以得到化学反应的延时。早期的实验数据揭示了化学反应速率具有不确定性的原因是由于两个同心管射流之间的混合比偏差引起的，并因自燃推进剂“吹离”效应而加剧。解决该问题的方法是，在同心管内管的末端设计一个突出的针栓结构，迫使推进剂射流转为径向喷注，这样能够确定推进剂组元剧烈掺混的相对位置。这个实验装置展示了研发一种新型高效喷注器的可行性。JPL在后来的实验中将针栓结构加以改进，至此诞生了针栓式喷注器的原型设计。

从60年代开始，美国TRW公司继续发展针栓式喷注器，相继添加了诸如变推力、快速脉冲响应、端面关机、低成本设计等新特性，并最终发展成为可用于液体火箭发动机的优秀设计。过去的50年间，TRW公司已研发了超过60多种不同推力、不同用途、不同推进剂组合的针栓式液体火箭发动机，推力范围为0.022~2 900 kN。

2 针栓式喷注器技术特点

针栓式喷注器的几何结构形式决定了其喷注特性与常规的直流式和离心式喷注器有着明显不同。直流式喷注器通过多股互击或自击的推进剂射流撞击而形成雾化混合，液滴的破碎和蒸发沿着燃烧室轴向方向进行；离心式喷注器主要依靠离心力作用使推进剂雾化，雾化性能优于直流式喷注器，液滴的破碎和蒸发沿燃烧室轴向呈圆锥形分布；针栓式喷注器则是通过呈90°的轴向射流和径向射流间的撞击来组织雾化和混合，燃烧室内的2个回流区显示了液滴破碎和蒸发的轨迹及分布。

针栓式喷注器的主要特点为：a）高效的燃烧组织性能；b）固有的燃烧稳定性；c）简单、低成本的结构设计；d）良好的工况和推进剂组合的适应性[2]。

针栓式喷注器通过合理的设计和简单的结构参数调节，可达到较高的燃烧效率，通常为理论特征速度的96%~99%。需要说明的是：由于针栓式喷注器的径向喷注孔个数受针栓直径大小的限制，在推力比较大的发动机中，单位喷注单元产生的推力（推力/单孔）相对较大。因此，实际上燃烧效率相比采用常规直流式喷注器的发动机要略低一些。但是，这种燃烧效率的区别必须要综合考虑它的简易结构和较低的研制成本。

在公开发表的文献中，美国TRW公司研制的针栓式液体火箭发动机没有出现过燃烧不稳定现象。但根据阿波罗月球下降发动机（Lunar Module Descent Engine，LMDE）的试车测试报告中的数据分析，发动机在测试过程中监测到偶尔发生的粗糙燃烧或随机压力峰现象。TRW的研究人员认为粗糙燃烧与较高的燃料喷注速度和较低的氧化剂喷注速度有关。目前，关于针栓式喷注器燃烧稳定性的机理没有公开发表的研究成果，但可以定性的部分解释其机理：与均匀分布的平面型喷注器相比，针栓式喷注器产生的燃烧能量释放区域远离燃烧室声振型的压力波腹；径向喷注的推进剂射流使气流和液滴具有不同的平均速度；燃烧室中声速梯度的变化区域比较分散，能够抑制阻尼谐振开始前的声波。

通常情况下，针栓式喷注器仅需用2、3个零件就可以组成一个喷注器元件，通过调整很少的零件就可以迅速优化喷注器性能。喷注器能够通过一个可移动组件来调节出口开度，从而改变发动机工况。简单的结构和适当的工作温度，能够确保使用常用材料和普通加工方法制造喷注器。另外，其具有良好的工况和推进剂组合的适应性，美国已成功应用在推力范围超过130 000∶1，室压范围超过250∶1，推力变比35∶1以及25种不同推进剂组合。

3 针栓式喷注器典型应用

针栓式喷注器的4个显著特征使其在变推力发动机和低成本助推发动机领域具有明显的优势。美国研制的针栓式液体火箭发动机也主要是集中在这两个领域，比较有代表性的是TRW公司研制的阿波罗月球下降发动机[3]和Space X公司研制的隼（Merlin）系列低成本助推发动机。

LMDE是第1台实现飞行应用的针栓式发动机，采用氦气挤压式供应系统，推进剂为N2O4和A-50，能够在10∶1的范围内实现4.4～44 kN的推力调节。LMDE的针栓式喷注器通过36个矩形孔径向喷注氧化剂，燃料则在外侧形成轴向环形液膜，同时一部分燃料通过靠近燃烧室壁面的36个孔组织液膜内冷却。喷注器设置有一个可移动的部件与上游流量调节装置联动控制喷注器的喷注状态和流量，从而实现变推力工作。LMDE针栓式喷注器结构如图3所示。

图3 LMDE发动机针栓式喷注器结构

Merlin系列发动机是低成本燃气发生器循环的液氧煤油助推发动机，最新型Merlin 1D采用了结构简单且易于制造的针栓式喷注器，用于猎鹰9（Falcon 9）运载火箭的一级。单台发动机地面推力约650 kN，室压为9.7 MPa，比冲为2 820~3 110 m/s，推质比为150。

近些年随着中国空间探索领域的快速发展，针栓式喷注器在中国逐渐兴起研究热潮，成功研制出用于CE-3的7.5 kN变推力针栓式下降发动机[4]。同时，在高性能、快响应姿轨控发动机领域也取得长足发展。目前，研制的针栓式姿轨控发动机种类已达20多种，推力范围为0.15~6.5 kN。

4 针栓式喷注器设计方法

目前，国外公开发表的有关针栓式喷注器喷注特性的理论研究文献很少。比较基础的研究，如：径向射流和轴向射流的撞击雾化机理基本没有涉及；应用针栓式喷注器方案的自燃推进剂流动中出现的接触面气体扩散“吹离”现象也没有提出或量化；即使基础的喷注器雾化液滴尺寸分布数据，在公开文献中也没有可利用的参考。因此，本节主要参阅国外文献中的研究，总结针栓式喷注器主要设计参数的计算方法，并提出其参数选取及结构方案的设计指导原则。

针栓式喷注器的设计应确保：a）2种推进剂射流良好的雾化和混合，以带来较高的燃烧效率；b）合适的燃烧室内壁面液膜冷却；c）针栓直径与外侧环缝直径尺寸间的同轴度精度要求；d）针栓头端及喷注面板应具有良好的热裕度。

4.1 形 式

针栓式喷注器按径向喷注形貌可分为孔式和膜式两种形式。孔式喷注器的针栓头端均匀分布若干径向喷注小孔（或异型孔），形成轮辐式放射性喷注形貌；膜式喷注器的针栓头端为径向环缝，形成薄膜状的喷注形貌。

针栓式喷注器按中心推进剂状态可分为燃料中心式和氧化剂中心式。TRW公司的研究经验显示，无论采用燃料中心式还是氧化剂中心式，喷注器都能实现高性能。通常，在辐射冷却发动机中，喷注器多采用燃料中心式，这是由于径向射流能够穿透轴向环形液膜并持续射向壁面，便于液膜冷却。

针栓式喷注器的形式选择取决于设计权衡，如推进剂组合、燃烧室材料、冷却方式、工况条件、雾化质量、加工难度等因素。其冷态喷注试验如图4所示。

a）轴向射流

b）径向射流

c）合成状态

4.2 设计参数

针栓式喷注器的主要设计参数包括：a）几何结构尺寸参数，如喷注孔孔径、针栓直径、环缝出口直径等；b）4个无量纲参数：动量比、阻塞比、越程比和直径比；c）喷注速度及合成雾化角等喷注特性参数。这些设计参数直接影响喷注器的雾化混合，4个无量纲参数是针栓式喷注器区别于常规喷注器的特性参数，在设计时应重点关注，关键设计参数如图5所示。

图5 针栓式喷注器关键设计参数

4.2.1 喷注孔孔径

4.2.2 针栓直径和外侧环缝出口直径

（3）

4.2.3 动量比

动量比（TMR）是指径向射流动量与轴向射流动量之比，即：

TMR是针栓式喷注器最重要的性能参数，反映了喷注器雾化混和的状态，与直流互击式喷注器的最佳混合比分布准则相似。TRW公司的研究经验认为：在径向射流动量与轴向射流动量相等，即TMR=1时，针栓式喷注器具有最佳混合状态。图6为TRW公司研制的一台采用N2O4/N2H4推进剂的针栓式发动机在不同动量比下测试的发动机性能曲线[5]。

图6 动量比与发动机特征速度效率关系曲线

针栓式喷注器主要是通过径向射流穿透轴向液膜，并持续喷注向壁面而形成液膜内冷却。这种内冷却的模式与直流式喷注器的边区冷却有明显区别。针栓式喷注器通过改变TMR值，提高或降低径向射流的穿透能力，来实现内冷却的调节。

对于采用燃料中心式的针栓式喷注器的辐射冷却推力室，TMR值可适当增大，增强径向射流的动量，使其能够更好地穿透轴向液膜，形成有效的壁面液膜内冷却；对于氧化剂中心式的针栓式喷注器，TMR值最好设置的相对小些，尽量确保氧化剂不会直接撞击燃烧室壁面引起相容性等问题。如有必要也可设置单独的边区冷却。公开发表的文献中提到的发动机喷注器设计中，月球下降发动机（LMDE）单独设计了36个燃料边区冷却孔进行内冷却。

4.2.4 阻塞比

阻塞比（BF）是指针栓头端全部径向喷注孔的孔径之和与针栓周长之比，按照下式计算。如果径向喷注采用缝隙式，则BF=1。

BF值反映了2种推进剂的接触掺混比例或程度，这是另一个重要的设计参数。根据TRW的研究经验，增大BF值，有助于增强推进剂掺混效果，提高混合燃烧性能。

4.2.5 越程比

越程比（TLR）是指外侧环形液膜在到达径向射流之前经过的越程与针栓直径之间的比值，即：

根据TRW公司的研究经验：这个参数的典型取值为1，即越程与针栓直径相等。较小的越程使推进剂的燃烧面更加靠近喷注面板，这在一定程度上相当于增加了燃烧室有效容积，有助于提高燃烧性能。

4.2.6 直径比

直径比（DR）是燃烧室直径与针栓直径之比，即：

应用针栓式喷注器的燃烧室相比于平面型喷注器的燃烧室，倾向于采用大收缩比的设计以适应针栓式喷注器的径向喷注形式。根据TRW公司的研究经验，直径比的取值范围为3~5。

4.2.7 射流喷注速度

4.2.8 合成雾化角

合成雾化角是两射流撞击后合成的动量角度，随着TMR的增大而增大，近似正比于[6]。

4.3 结构优化设计

针栓式喷注器结构优化设计包括：a）精度保证；b）内流道优化设计；c）针栓头端及喷注面板型面优化设计。

4.3.1 精度保证

针栓式喷注器独特的喷注形貌和几何构型决定了针栓直径与外侧环缝直径间的同轴度精度，直接影响到混合比分布的均匀性。在小流量发动机中，喷注器出口尺寸相对较小，喷注器同轴度精度如果控制的不好，将对发动机的性能产生相对较大的偏差。

设计的原则是：采用一体化的结构设计，尽可能减少零件数量和焊缝数量，使头部结构简洁紧凑，避免焊接带来的结构变形，同时利用零件间的配合间隙保证同轴度精度。在进行针栓式喷注器结构设计时，需要对同轴度精度及公差带对动量比（TMR）的影响进行分析。喷注器出口尺寸较小时，对精度和公差应有更高的要求。

4.3.2 内流道优化设计

针栓式喷注器的结构优化虽然保证了喷注器的同轴度要求，但由于喷注器外侧的推进剂一般为侧向或径向进液的方式，为避免喷注器出口出现混合比和流量的局部偏差而导致发动机性能、稳定性和工作寿命的问题，在喷注器内流道设计上就必须要作细致的结构优化和流动状态分析。

针栓式喷注器内流道的优化设计可以借鉴常规直流式喷注器的设计思路，通过合理的设计和布局，使流道内静压分布均匀，尽量避免流道中流速变化过大，或存在死区和气泡聚集区等情况。喷注器内流道的优化设计需要通过三维流动仿真分析和冷态混合比分布试验进行评估，通过反复的计算和试验，不断修改设计方案以达最佳。

4.3.3 针栓头端及喷注面板型面优化设计

针栓式喷注器结构设计的另一个比较重要的内容是燃烧室内回流区对喷注器的热影响。一方面是燃烧室中心区域燃气回流引起的针栓头端过热问题；另一方面是燃烧室上游回流区对喷注面板的热影响。

根据TRW的研制经验，使用薄壁半圆形的针栓头端可对中心回流的燃气起到一定的导流作用，使燃气在圆形弧面附近速度加快，可减轻中心燃气回流对针栓头的传热。同时，针栓头端也可采用耐高温材料，避免头端过热烧蚀。针对上游燃气回流对喷注面板的影响，不同设计参数的喷注器，其上游回流区的状态有所不同，因此，喷注面板型面应采取设计措施，以减小回流区区域，从而减小热影响。

5 结束语

针栓式喷注器具有独特的几何结构形式及喷注特性，具有较高的燃烧性能、固有的燃烧稳定性、简单低成本的结构和良好的工况及推进剂适应性。随着中国对针栓式喷注器理论基础研究和工程应用的不断开展，针栓式喷注器的应用范围将进一步拓展，在高性能液体火箭发动机领域必将占有重要地位。

[1] Dressler G A, Bauer J M. TRW pintle engine heritage and performance characteristics[R]. AIAA2000-3871, 2000.

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[3] Dressler G A. Summary of deep throttling rocket engines with emphasis on Apollo LMDE[R]. AIAA2006-5220, 2006.

[4] 雷娟萍, 兰晓辉, 章荣军, 陈炜. 嫦娥三号探测器7500 N 变推力发动机研制[J]. 技术科学, 2014, 44(6): 569-575.

[5] Carter W A，Bell G S. Dvelopment and demonstration of a N204/N2H4 Injector[R]. AFRPL-TR-69-231, 1969.

[6] Escher D. Design and preliminary hot fire and cold flow testing of pintle injectors[D]. M.S. Thesis, Mechanical Engineering Dept.,1996.

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 鹏（1982-），男，高级工程师，主要从事液体火箭发动机设计