适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机的制作方法

1.本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体地，涉及一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机。


背景技术：

2.液体火箭发动机是使用液体推进剂作为能源和工质的化学火箭发动机。液体推进剂在发动机的燃烧室内进行燃烧或分解，产生高温高压燃气并通过超声速喷管喷出，进而提供弹箭和航天器飞行所需的推力。
3.当液体推进剂在燃烧室内的燃烧过程与发动机系统中流体动态过程相耦合，则会引起燃烧振荡，伴随有燃气压力、温度和速度的周期性振荡，这种现象称为燃烧不稳定性。
4.由于燃烧不稳定性，尤其是高频燃烧不稳定性，会带来发动机烧毁、破坏等灾难性后果，因此在中大型液体火箭发动机的设计过程中必须采取相应措施以抑制燃烧不稳定性，而抑制高频燃烧不稳定性的主要措施包括隔板和声学谐振器。
5.声腔是一种1/4波长的声学谐振器，是一种布置于喷注器和喷管对接角落处的环形槽或离散孔，依据槽或孔的方向又可分为轴向和径向两类。由于结构简单、易于加工和无需冷却，以声腔为代表的声学谐振器在液体火箭发动机上得到了广泛的应用。尽管声腔具有上述优点，但在实际过程中，遇到了结构臃肿、易于烧蚀、阻尼效果不佳等问题。
6.公开号为cn101949541a的专利文献公开了一种具有集成谐振器的喷射器。另外,本发明涉及一种系统,其可包括涡轮发动机。涡轮发动机可包括燃料喷嘴。燃料喷嘴可包括空气通道。燃料喷嘴也可包括燃料通道以便燃料喷嘴与涡轮发动机的燃烧区相连通。此外,燃料喷嘴可包括谐振器。谐振器靠近燃烧区布置在燃料喷嘴中。但是该谐振器设置在燃料喷嘴中，占用空间较大，占据额外的喷嘴空间，结构不紧凑。


技术实现要素：

7.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机。
8.根据本发明提供的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，所述声学谐振器设置在发动机喷管与喷注器的对接处，所述声学谐振器包括沿周向设置的多个进口孔与多个谐振腔，相邻的谐振腔之间通过肋片隔开，所述发动机喷管内的燃气通过进口孔进出谐振腔。
9.优选地，所述进口孔与谐振腔的结构参数满足：
[0010][0011]
其中，a和l分别为进口孔的面积和深度；v为谐振腔的容积，λ为考虑进口效应的经验修正系数，f为所述声学谐振器的谐振频率，c为所述声学谐振器内的当地声速。
[0012]
优选地，所述λ的范围为1.05～1.90。
[0013]
优选地，所述多个进口孔沿周向均匀分布。
[0014]
优选地，所述多个谐振腔沿周向均匀分布。
[0015]
优选地，所述谐振腔设置在进口孔的外侧。
[0016]
优选地，所述进口孔与谐振腔的数量均为12个且一一对应设置。
[0017]
优选地，所述进口孔与谐振腔的内表面均涂覆抗高温氧化涂层。
[0018]
优选地，所述进口孔与谐振腔的截面形状包括矩形、扇形以及环形。
[0019]
根据本发明提供的液体火箭发动机，采用所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，所述进口孔的开孔方向与燃气回流方向垂直。
[0020]
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
[0021]
1、本发明结构简单，操作方便，利用了发动机喷管和喷注器的对接处，无需像布置声腔时需要占据额外的喷注器空间，因此可以缩小燃烧室直径、提高发动机结构紧凑性，或是在相同燃烧室直径下，在喷注器上布置更多的喷注单元以提高性能。
[0022]
2、本发明采用进口孔的开孔方向与燃气回流方向垂直的技术手段，使得该声学谐振器具备优良的抗高温能力，避免了声腔因燃气回流而导致的烧蚀问题。
[0023]
3、本发明采用谐振腔设置在尺寸可调的喷管对接面内的技术手段，除去肋片所占容积外，可最大化谐振腔容积，提高阻尼效果，避免声腔设计时开口面积的限制。
[0024]
4、本发明采用声学谐振器内表面涂覆抗高温氧化涂层的技术手段，提高了抗高温能力，并降低喷管和燃气向喷注器的传热。
附图说明
[0025]
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
[0026]
图1为本发明的侧视结构示意图；
[0027]
图2为本发明用于液体火箭发动机时的结构示意图。
[0028]
图中示出：
[0029]
进口孔1
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谐振腔2
具体实施方式
[0030]
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0031]
本发明公开了一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机，该声学谐振器由发动机喷管上布置的若干进口孔和谐振腔组成，通过优化设计，使得特定频率或接近该频率的压力波在谐振器中耗散，维持发动机的燃烧稳定，使用本发明，可以实现液体火箭发动机的高可靠性燃烧。
[0032]
根据本发明提供的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，如图1-2所示，所述声学谐振器设置在发动机喷管与喷注器的对接处，所述声学谐振器包括沿周向设置的多个进口孔1与多个谐振腔2，相邻的谐振腔2之间通过肋片隔开，所述发动机喷管内的燃气通过进口孔1进出谐振腔2。
[0033]
所述进口孔1与谐振腔2的结构参数满足：
[0034][0035]
其中，a和l分别为进口孔1的面积和深度；v为谐振腔2的容积，λ为考虑进口效应的经验修正系数，f为所述声学谐振器的谐振频率，c为所述声学谐振器内的当地声速。所述λ的参考范围为1.05～1.90，由于高频燃烧不稳定性存在多种阵型和频率，因此可以采用多种参数组合(调整进口孔1面积、深度和谐振腔2容积等参数)，或设计多组声学谐振器，提高抑制效果。
[0036]
所述多个进口孔1沿周向均匀分布。所述多个谐振腔2沿周向均匀分布。所述谐振腔2设置在进口孔1的外侧。所述进口孔1与谐振腔2的数量均为12个且一一对应设置。所述进口孔1与谐振腔2的内表面均涂覆抗高温氧化涂层，提高了抗高温能力，并降低喷管和燃气向喷注器的传热。所述进口孔1与谐振腔2的截面形状包括矩形、扇形以及环形，设计灵活，且形状组合不受限制。
[0037]
根据本发明提供的液体火箭发动机，采用所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，所述进口孔1的开孔方向与燃气回流方向垂直。由于喷管以难熔金属为原材料，且进口孔1开孔方向与燃气回流方向垂直，因此该声学谐振器具备优良的抗高温能力，不存在声腔因燃气回流而导致的烧蚀问题。
[0038]
本发明的工作原理如下：
[0039]
在采用难熔金属的喷管上，临近与喷注器对接处，加工进口孔1和谐振腔2,进口孔1采用离散形式，形成燃气进出通道；各个谐振腔2之间采用肋片隔开，以防止燃气在腔体内旋转,当喷注器和喷管进行有效连接后，对接处即形成一个半封闭的腔体空间，即声学谐振器,燃气通过进口孔1进出谐振腔2，于来回振荡中耗散能量，当声学谐振器的谐振频率与发动机高频燃烧不稳定的某种振型频率相近时，即可抑制该种阵型，使燃烧趋于稳定。
[0040]
实施例1
[0041]
如图1所示，本实施例中，在喷管的与喷注器对接面上，加工有进口孔1和谐振腔2，进口孔1和谐振腔2沿周向均匀布置，各有12个。
[0042]
本实施例中采用的发动机一阶切向振型的频率为1.49
×
104hz，燃烧室内的平均声速为1140.3m/s。为此，设计了如下参数的声学谐振器结构：
[0043]
考虑入口效应的经验修正系数取1.25，取谐振器内的当地声速为燃烧室内平均声速的65％，即741.2m/s，进口孔1采用矩形孔，长宽为2mm
×
2mm，开孔深度为2mm，孔的进出口保持锐边，谐振腔2的横截面为扇环，内径和外径分别为φ42和φ51，槽深为2.1mm，分隔各个谐振腔的肋片宽度为1.6mm，因此单个谐振腔的容积为99.9mm3，通过上述参数组合，该声学谐振器可抑制该发动机的一阶切向振型。
[0044]
在本技术的描述中，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技术和简化描述，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技术的限制。
[0045]
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影
响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

技术特征：
1.一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述声学谐振器设置在发动机喷管与喷注器的对接处，所述声学谐振器包括沿周向设置的多个进口孔(1)与多个谐振腔(2)，相邻的谐振腔(2)之间通过肋片隔开，所述发动机喷管内的燃气通过进口孔(1)进出谐振腔(2)。2.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述进口孔(1)与谐振腔(2)的结构参数满足：其中，a和l分别为进口孔(1)的面积和深度；v为谐振腔(2)的容积，λ为考虑进口效应的经验修正系数，f为所述声学谐振器的谐振频率，c为所述声学谐振器内的当地声速。3.根据权利要求2所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述λ的范围为1.05～1.90。4.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述多个进口孔(1)沿周向均匀分布。5.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述多个谐振腔(2)沿周向均匀分布。6.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述谐振腔(2)设置在进口孔(1)的外侧。7.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述进口孔(1)与谐振腔(2)的数量均为12个且一一对应设置。8.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述进口孔(1)与谐振腔(2)的内表面均涂覆抗高温氧化涂层。9.根据权利要求1所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，其特征在于，所述进口孔(1)与谐振腔(2)的截面形状包括矩形、扇形以及环形。10.一种液体火箭发动机，其特征在于，采用权利要求1-9中任一项所述的适用于液体火箭发动机的声学谐振器，所述进口孔(1)的开孔方向与燃气回流方向垂直。

技术总结
本发明提供了一种适用于液体火箭发动机的声学谐振器与液体火箭发动机，所述声学谐振器设置在发动机喷管与喷注器的对接处，所述声学谐振器包括沿周向设置的多个进口孔1与谐振腔2。本发明结构简单，操作方便，利用了发动机喷管和喷注器的对接处，无需像布置声腔时需要占据额外的喷注器空间，因此可以缩小燃烧室直径、提高发动机结构紧凑性，或是在相同燃烧室直径下，在喷注器上布置更多的喷注单元以提高性能，谐振腔设置在尺寸可调的喷管对接面内，除去肋片所占容积外，可最大化谐振腔容积，提高阻尼效果，避免声腔设计时开口面积的限制。避免声腔设计时开口面积的限制。避免声腔设计时开口面积的限制。


技术研发人员：杨海洋 刘昌国 赵婷 潘宏辉 关亮 陈泓宇 陈明亮
受保护的技术使用者：上海空间推进研究所
技术研发日：2022.12.19
技术公布日：2023/7/11