針栓式噴注器的特點及設計方法

安 鵬，姚世強，王京麗，周文祿

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針栓式噴注器的特點及設計方法

安 鵬，姚世強，王京麗，周文祿

（北京航天動力研究所，北京，100076）

在雙組元液體火箭發動機中，相比傳統的直流式或離心式噴注器，針栓式噴注器具有獨特的幾何結構形式及噴注特性。通過參閱國外的相關研究成果，介紹了針栓式噴注器原理、特點及應用情況，總結了針栓式噴注器設計參數的設計方法，從而提出針栓式噴注器結構方案的設計指導原則。

液體火箭發動機；針栓式噴注器；特點；設計方法

0 引 言

針栓式噴注器起源于19世紀50年代中期美國噴氣推進實驗室（Jet Programmable Laboratory，JPL）的液體自燃推進劑混合和燃燒反應時間的實驗研究。美國TRW公司于19世紀60年代開始實踐并研制針栓式噴注器。過去的50年間，TRW公司已研發了各類不同用途的60多種針栓式液體火箭發動機[1]。近些年，中國也開展了針栓式噴注器的研究及應用，并取得了一定成果。本文主要參閱國外文獻中的研究成果，介紹針栓式噴注器原理、特點及應用情況，總結了其關鍵設計參數的計算方法以及參數選取的原則，并針對結構方案的優化提出設計指導。

1 針栓式噴注器原理

針栓式噴注器通過伸入燃燒室內部的針栓結構，使一種推進劑流經針栓中心流道，并由針栓頭端附近的一系列孔（或縫隙）呈放射性徑向噴注；另一種推進劑通過針栓外側的環形縫隙軸向噴注。徑向放射性射流與軸向環形液膜呈90°交叉撞擊，使推進劑霧化混合。針栓式噴注器原理如圖1所示。

圖1 針栓式噴注器原理（徑向為環形縫隙）

針栓式噴注器的噴霧混合模式在燃燒室內形成兩個主要的回流區（外側回流區和中心回流區），這是其既能夠實現高效燃燒組織又具有固有穩定性的基礎。外側回流區主要是推進劑向頭部的回流；中心回流區主要是推進劑沿軸向方向向針栓頭端回流，加劇推進劑液滴的二次破碎和摻混燃燒效果。針栓式發動機內流場示意如圖2所示。

圖2 針栓式發動機燃燒室內部流場示意

美國JPL通過實驗測試了自燃推進劑組合在特定的噴注速度下，通過兩個同心管噴注時的混合燃燒時間。根據確定的流速、距離和下游測量的數據可以得到化學反應的延時。早期的實驗數據揭示了化學反應速率具有不確定性的原因是由于兩個同心管射流之間的混合比偏差引起的，并因自燃推進劑“吹離”效應而加劇。解決該問題的方法是，在同心管內管的末端設計一個突出的針栓結構，迫使推進劑射流轉為徑向噴注，這樣能夠確定推進劑組元劇烈摻混的相對位置。這個實驗裝置展示了研發一種新型高效噴注器的可行性。JPL在后來的實驗中將針栓結構加以改進，至此誕生了針栓式噴注器的原型設計。

從60年代開始，美國TRW公司繼續發展針栓式噴注器，相繼添加了諸如變推力、快速脈沖響應、端面關機、低成本設計等新特性，并最終發展成為可用于液體火箭發動機的優秀設計。過去的50年間，TRW公司已研發了超過60多種不同推力、不同用途、不同推進劑組合的針栓式液體火箭發動機，推力范圍為0.022~2 900 kN。

2 針栓式噴注器技術特點

針栓式噴注器的幾何結構形式決定了其噴注特性與常規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劑射流撞擊而形成霧化混合，液滴的破碎和蒸發沿著燃燒室軸向方向進行；離心式噴注器主要依靠離心力作用使推進劑霧化，霧化性能優于直流式噴注器，液滴的破碎和蒸發沿燃燒室軸向呈圓錐形分布；針栓式噴注器則是通過呈90°的軸向射流和徑向射流間的撞擊來組織霧化和混合，燃燒室內的2個回流區顯示了液滴破碎和蒸發的軌跡及分布。

針栓式噴注器的主要特點為：a）高效的燃燒組織性能；b）固有的燃燒穩定性；c）簡單、低成本的結構設計；d）良好的工況和推進劑組合的適應性[2]。

針栓式噴注器通過合理的設計和簡單的結構參數調節，可達到較高的燃燒效率，通常為理論特征速度的96%~99%。需要說明的是：由于針栓式噴注器的徑向噴注孔個數受針栓直徑大小的限制，在推力比較大的發動機中，單位噴注單元產生的推力（推力/單孔）相對較大。因此，實際上燃燒效率相比采用常規直流式噴注器的發動機要略低一些。但是，這種燃燒效率的區別必須要綜合考慮它的簡易結構和較低的研制成本。

在公開發表的文獻中，美國TRW公司研制的針栓式液體火箭發動機沒有出現過燃燒不穩定現象。但根據阿波羅月球下降發動機（Lunar Module Descent Engine，LMDE）的試車測試報告中的數據分析，發動機在測試過程中監測到偶爾發生的粗糙燃燒或隨機壓力峰現象。TRW的研究人員認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。目前，關于針栓式噴注器燃燒穩定性的機理沒有公開發表的研究成果，但可以定性的部分解釋其機理：與均勻分布的平面型噴注器相比，針栓式噴注器產生的燃燒能量釋放區域遠離燃燒室聲振型的壓力波腹；徑向噴注的推進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，針栓式噴注器僅需用2、3個零件就可以組成一個噴注器元件，通過調整很少的零件就可以迅速優化噴注器性能。噴注器能夠通過一個可移動組件來調節出口開度，從而改變發動機工況。簡單的結構和適當的工作溫度，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劑組合的適應性，美國已成功應用在推力范圍超過130 000∶1，室壓范圍超過250∶1，推力變比35∶1以及25種不同推進劑組合。

3 針栓式噴注器典型應用

針栓式噴注器的4個顯著特征使其在變推力發動機和低成本助推發動機領域具有明顯的優勢。美國研制的針栓式液體火箭發動機也主要是集中在這兩個領域，比較有代表性的是TRW公司研制的阿波羅月球下降發動機[3]和Space X公司研制的隼（Merlin）系列低成本助推發動機。

LMDE是第1臺實現飛行應用的針栓式發動機，采用氦氣擠壓式供應系統，推進劑為N2O4和A-50，能夠在10∶1的范圍內實現4.4～44 kN的推力調節。LMDE的針栓式噴注器通過36個矩形孔徑向噴注氧化劑，燃料則在外側形成軸向環形液膜，同時一部分燃料通過靠近燃燒室壁面的36個孔組織液膜內冷卻。噴注器設置有一個可移動的部件與上游流量調節裝置聯動控制噴注器的噴注狀態和流量，從而實現變推力工作。LMDE針栓式噴注器結構如圖3所示。

圖3 LMDE發動機針栓式噴注器結構

Merlin系列發動機是低成本燃氣發生器循環的液氧煤油助推發動機，最新型Merlin 1D采用了結構簡單且易于制造的針栓式噴注器，用于獵鷹9（Falcon 9）運載火箭的一級。單臺發動機地面推力約650 kN，室壓為9.7 MPa，比沖為2 820~3 110 m/s，推質比為150。

近些年隨著中國空間探索領域的快速發展，針栓式噴注器在中國逐漸興起研究熱潮，成功研制出用于CE-3的7.5 kN變推力針栓式下降發動機[4]。同時，在高性能、快響應姿軌控發動機領域也取得長足發展。目前，研制的針栓式姿軌控發動機種類已達20多種，推力范圍為0.15~6.5 kN。

4 針栓式噴注器設計方法

目前，國外公開發表的有關針栓式噴注器噴注特性的理論研究文獻很少。比較基礎的研究，如：徑向射流和軸向射流的撞擊霧化機理基本沒有涉及；應用針栓式噴注器方案的自燃推進劑流動中出現的接觸面氣體擴散“吹離”現象也沒有提出或量化；即使基礎的噴注器霧化液滴尺寸分布數據，在公開文獻中也沒有可利用的參考。因此，本節主要參閱國外文獻中的研究，總結針栓式噴注器主要設計參數的計算方法，并提出其參數選取及結構方案的設計指導原則。

針栓式噴注器的設計應確保：a）2種推進劑射流良好的霧化和混合，以帶來較高的燃燒效率；b）合適的燃燒室內壁面液膜冷卻；c）針栓直徑與外側環縫直徑尺寸間的同軸度精度要求；d）針栓頭端及噴注面板應具有良好的熱裕度。

4.1 形 式

針栓式噴注器按徑向噴注形貌可分為孔式和膜式兩種形式。孔式噴注器的針栓頭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；膜式噴注器的針栓頭端為徑向環縫，形成薄膜狀的噴注形貌。

針栓式噴注器按中心推進劑狀態可分為燃料中心式和氧化劑中心式。TRW公司的研究經驗顯示，無論采用燃料中心式還是氧化劑中心式，噴注器都能實現高性能。通常，在輻射冷卻發動機中，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形液膜并持續射向壁面，便于液膜冷卻。

針栓式噴注器的形式選擇取決于設計權衡，如推進劑組合、燃燒室材料、冷卻方式、工況條件、霧化質量、加工難度等因素。其冷態噴注試驗如圖4所示。

a）軸向射流

b）徑向射流

c）合成狀態

4.2 設計參數

針栓式噴注器的主要設計參數包括：a）幾何結構尺寸參數，如噴注孔孔徑、針栓直徑、環縫出口直徑等；b）4個無量綱參數：動量比、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。這些設計參數直接影響噴注器的霧化混合，4個無量綱參數是針栓式噴注器區別于常規噴注器的特性參數，在設計時應重點關注，關鍵設計參數如圖5所示。

圖5 針栓式噴注器關鍵設計參數

4.2.1 噴注孔孔徑

4.2.2 針栓直徑和外側環縫出口直徑

（3）

4.2.3 動量比

動量比（TMR）是指徑向射流動量與軸向射流動量之比，即：

TMR是針栓式噴注器最重要的性能參數，反映了噴注器霧化混和的狀態，與直流互擊式噴注器的最佳混合比分布準則相似。TRW公司的研究經驗認為：在徑向射流動量與軸向射流動量相等，即TMR=1時，針栓式噴注器具有最佳混合狀態。圖6為TRW公司研制的一臺采用N2O4/N2H4推進劑的針栓式發動機在不同動量比下測試的發動機性能曲線[5]。

圖6 動量比與發動機特征速度效率關系曲線

針栓式噴注器主要是通過徑向射流穿透軸向液膜，并持續噴注向壁面而形成液膜內冷卻。這種內冷卻的模式與直流式噴注器的邊區冷卻有明顯區別。針栓式噴注器通過改變TMR值，提高或降低徑向射流的穿透能力，來實現內冷卻的調節。

對于采用燃料中心式的針栓式噴注器的輻射冷卻推力室，TMR值可適當增大，增強徑向射流的動量，使其能夠更好地穿透軸向液膜，形成有效的壁面液膜內冷卻；對于氧化劑中心式的針栓式噴注器，TMR值最好設置的相對小些，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。如有必要也可設置單獨的邊區冷卻。公開發表的文獻中提到的發動機噴注器設計中，月球下降發動機（LMDE）單獨設計了36個燃料邊區冷卻孔進行內冷卻。

4.2.4 阻塞比

阻塞比（BF）是指針栓頭端全部徑向噴注孔的孔徑之和與針栓周長之比，按照下式計算。如果徑向噴注采用縫隙式，則BF=1。

BF值反映了2種推進劑的接觸摻混比例或程度，這是另一個重要的設計參數。根據TRW的研究經驗，增大BF值，有助于增強推進劑摻混效果，提高混合燃燒性能。

4.2.5 越程比

越程比（TLR）是指外側環形液膜在到達徑向射流之前經過的越程與針栓直徑之間的比值，即：

根據TRW公司的研究經驗：這個參數的典型取值為1，即越程與針栓直徑相等。較小的越程使推進劑的燃燒面更加靠近噴注面板，這在一定程度上相當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）是燃燒室直徑與針栓直徑之比，即：

應用針栓式噴注器的燃燒室相比于平面型噴注器的燃燒室，傾向于采用大收縮比的設計以適應針栓式噴注器的徑向噴注形式。根據TRW公司的研究經驗，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量角度，隨著TMR的增大而增大，近似正比于[6]。

4.3 結構優化設計

針栓式噴注器結構優化設計包括：a）精度保證；b）內流道優化設計；c）針栓頭端及噴注面板型面優化設計。

4.3.1 精度保證

針栓式噴注器獨特的噴注形貌和幾何構型決定了針栓直徑與外側環縫直徑間的同軸度精度，直接影響到混合比分布的均勻性。在小流量發動機中，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，將對發動機的性能產生相對較大的偏差。

設計的原則是：采用一體化的結構設計，盡可能減少零件數量和焊縫數量，使頭部結構簡潔緊湊，避免焊接帶來的結構變形，同時利用零件間的配合間隙保證同軸度精度。在進行針栓式噴注器結構設計時，需要對同軸度精度及公差帶對動量比（TMR）的影響進行分析。噴注器出口尺寸較小時，對精度和公差應有更高的要求。

4.3.2 內流道優化設計

針栓式噴注器的結構優化雖然保證了噴注器的同軸度要求，但由于噴注器外側的推進劑一般為側向或徑向進液的方式，為避免噴注器出口出現混合比和流量的局部偏差而導致發動機性能、穩定性和工作壽命的問題，在噴注器內流道設計上就必須要作細致的結構優化和流動狀態分析。

針栓式噴注器內流道的優化設計可以借鑒常規直流式噴注器的設計思路，通過合理的設計和布局，使流道內靜壓分布均勻，盡量避免流道中流速變化過大，或存在死區和氣泡聚集區等情況。噴注器內流道的優化設計需要通過三維流動仿真分析和冷態混合比分布試驗進行評估，通過反復的計算和試驗，不斷修改設計方案以達最佳。

4.3.3 針栓頭端及噴注面板型面優化設計

針栓式噴注器結構設計的另一個比較重要的內容是燃燒室內回流區對噴注器的熱影響。一方面是燃燒室中心區域燃氣回流引起的針栓頭端過熱問題；另一方面是燃燒室上游回流區對噴注面板的熱影響。

根據TRW的研制經驗，使用薄壁半圓形的針栓頭端可對中心回流的燃氣起到一定的導流作用，使燃氣在圓形弧面附近速度加快，可減輕中心燃氣回流對針栓頭的傳熱。同時，針栓頭端也可采用耐高溫材料，避免頭端過熱燒蝕。針對上游燃氣回流對噴注面板的影響，不同設計參數的噴注器，其上游回流區的狀態有所不同，因此，噴注面板型面應采取設計措施，以減小回流區區域，從而減小熱影響。

5 結束語

針栓式噴注器具有獨特的幾何結構形式及噴注特性，具有較高的燃燒性能、固有的燃燒穩定性、簡單低成本的結構和良好的工況及推進劑適應性。隨著中國對針栓式噴注器理論基礎研究和工程應用的不斷開展，針栓式噴注器的應用范圍將進一步拓展，在高性能液體火箭發動機領域必將占有重要地位。

[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, 蘭曉輝, 章榮軍, 陳煒. 嫦娥三號探測器7500 N 變推力發動機研制[J]. 技術科學, 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 鵬（1982-），男，高級工程師，主要從事液體火箭發動機設計