本发明涉及一种可提高液体推进剂充填同步性的导流板、喷注器，导流板应用于喷注器燃料腔中，该喷注器应用于发动机的推力室或燃气发生器，尤其是对推进剂充填同步性要求较高的液体火箭发动机推力室。
背景技术：
液体火箭发动机推力室喷注器是将液体推进剂组元进行雾化和混合的主要部件。喷注器的工作状况在很大程度上决定了推进剂的燃烧完全程度以及推力室工作过程的稳定性。一方面，喷注器内液体推进剂充填过程的同步性影响推力室点火质量及起动时工作稳定度；另一方面，喷注器面接近推力室温度最高处，其热环境非常恶劣，需加强冷却以保证其工作可靠性。因此，提高推力室喷注器充填同步性、解决推力室喷注器面的冷却和提高其热防护安全性裕度，是发动机研制中需要面临的重要问题。
为解决推力室喷注器面的冷却和提高其热防护安全性裕度，通常可以在推力室以及燃气发生器的喷注器燃料腔安装导流板，通过导流板将燃料腔分为上下两部分，燃料流经燃料容积较小的下腔时可保持较高流速，以充分冷却喷注器面。之后由导流板中心孔流入燃料上腔，填充燃料上腔并进入喷嘴。国内外的多种推力室和燃气发生器均采用了此种导流板的喷注器。但采用此种导流板后，喷注器燃料腔的燃料充填为单向且行程较长，喷注器充填同步性降低，起动时的工作稳定性降低。
技术实现要素：
本发明的目的是解决现有喷注器燃料腔导流板使得燃料充填为单向且行程较长，导致喷注器充填同步性降低和起动时的工作稳定性降低的技术问题，提出一种可提高推进剂充填同步性的导流板、喷注器，该导流板可提高喷注器液体推进剂的充填同步性，兼顾燃料下腔流速，进而提高喷注器面的冷却裕度。
为了实现上述目的，本发明所采用的技术方案是：
一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特殊之处在于：
包括导流板本体、设置在导流板本体中心区域的中心孔2、圆周均布在导流板本体边缘区域的多个边区分流孔3、设置在中心孔2和边区分流孔3之间区域的多个喷嘴安装孔4；
所述喷嘴安装孔4与喷注器面10的喷嘴5一一对应，用于喷嘴5从喷嘴安装孔4穿过；
所述多个边区分流孔3的总面积小于中心孔2面积。
进一步地，所述多个边区分流孔3的总面积占中心孔2面积的20％～30％，可兼顾喷注器面的冷却需求以及燃料腔6的充填速度。
进一步地，所述多个边区分流孔3的总面积占中心孔2面积的25％。
进一步地，所述导流板本体为碟形冲压结构。
进一步地，所述喷嘴安装孔4设置为不小于4层，最内层喷嘴安装孔4的数量为12个，由内至外各层依次递增6个。
进一步地，所述边区分流孔3与最外层喷嘴安装孔4的数量相同，能够最大程度保证燃料腔流场分布均匀性和一致性。
本发明还提出一种喷注器，其特殊之处在于：
包括喷注器面10、设置在喷注器面10上的多个喷嘴5、设置在喷注器面10上方的燃料腔6，以及上述可提高推进剂充填同步性的导流板1；
所述导流板1设置在燃料腔6中，且将燃料腔6分割为燃料上腔7和燃料下腔8；
所述燃料上腔7和燃料下腔8通过导流板1的多个边区分流孔3以及中心孔2相连通，使燃料可以从燃料下腔8通过多个边区分流孔3以及中心孔2进入燃料上腔7；
多个喷嘴5分别贯穿燃料腔6，且在燃料腔6内多个喷嘴5从对应的喷嘴安装孔4穿过。
进一步地，所述燃料下腔8与燃料上腔7的体积比为0.2～0.6，使燃料在燃料下腔8保持一定流速，以满足喷注器面的冷却需求。
进一步地，所述燃料下腔8与燃料上腔7的体积比为0.42。
进一步地，所述燃料腔6中的燃料为航天煤油。
本发明的有益效果是：
1)本发明可提高推进剂充填同步性的导流板上同时设置边区分流孔和中心孔，用于喷注器燃料腔中，使喷注器燃料腔的充填方式由单向充填改进为双向充填，使燃料腔的充填速度提高40％，提高发动机推力室和燃气发生器喷注器充填的同步性，进而提高了发动机起动时的工作稳定性。
2)本发明喷注器通过改变喷注器燃料腔中导流板的边区分流孔总面积与导流板中心孔面积之比，使燃料按比例分流，一方面调整燃料在燃料下腔中的流速，使得燃料流速能够满足喷注器面冷却需求，另一方面可以缩短燃料从燃料下腔流入燃料上腔的时间，提高燃料腔的充填速度，该喷注器设计可兼顾喷注器面的冷却需求和燃料的充填速度。
3)本发明可提高推进剂充填同步性的导流板采用多孔的冲压碟型结构，导流板结构简单，工艺性好，可靠性高，而且生产成本较低。
4)本发明可提高推进剂充填同步性的导流板设置的边区分流孔数目，与最外圈喷嘴孔数目相同，能够最大程度保证燃料腔流场分布均匀性与未设置导流板时的一致性。
5)本发明可提高推进剂充填同步性的导流板采用多孔结构，对燃料路流阻的影响较小。
附图说明
图1为本发明可提高推进剂充填同步性的导流板结构示意图；
图2为图1中a-a剖视图；
图3为本发明可提高推进剂充填同步性的导流板在推力室喷注器燃料腔中的安装位置示意图。
附图标记说明：
1-导流板，2-中心孔，3-边区分流孔，4-喷嘴安装孔，5-喷嘴，6-燃料腔，7-燃料上腔，8-燃料下腔，9-燃料入口，10-喷注器面。
具体实施方式
为了更清楚地说明本发明的技术方案，下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。
本发明可提高推进剂充填同步性的导流板如图1和图2所示，该导流板1包括导流板本体、中心孔2、边区分流孔3以及喷嘴安装孔4。其中，导流板本体为多孔的冲压碟型结构，导流板本体的中心区域设置中心孔2，边缘区域沿圆周均匀设置多个边区分流孔3，其余区域设置多个喷嘴安装孔4。喷嘴安装孔4设置为4层，最内层喷嘴安装孔4的数量为12个，由内至外各层依次递增6个，边区分流孔3与最外层喷嘴安装孔4的数量相同，为30个。该导流板1可应用于液体火箭发动机推力室或燃气发生器喷注器的燃料腔6中。
图3为导流板1在推力室燃料腔6的安装位置示意图，导流板1位于燃料腔6中，将燃料腔6分隔为燃料上腔7和燃料下腔8，喷嘴安装孔4与喷注器面10的喷嘴5同轴设置，喷嘴安装孔4供喷嘴5穿过。燃料(液体推进剂，本实施例中为航天煤油)从圆柱形燃料腔6的下方侧面燃料入口9进入燃料下腔8，部分燃料流经燃料下腔8后由中心孔2流入燃料上腔7，另一部分燃料由边区分流孔3直接流入燃料上腔7，燃料分别由两个方向同时充填燃料腔6，起到缩短充填时间，提高充填同步性的作用。
导流板1中多个边区分流孔3的总面积小于中心孔2的面积，边区分流孔3的总面积与中心孔2面积之比可根据具体的燃料在燃料腔6中的流速及燃料在燃料腔6中的充填速度决定。边区分流孔3的总面积与中心孔2面积之比增大时，燃料在燃料下腔8的流速减小，通过选取合理的中心孔2和边区分流孔3的面积比，使得燃料按比例分流，一方面使燃料在燃料下腔8保持一定流速，以满足喷注器面10的冷却需求，另一方面边区分流孔3的设置缩短了燃料从燃料下腔8流入燃料上腔7的时间，提高了燃料腔6的充填速度，如此可兼顾喷注器面的冷却以及喷注器充填的同步性。本发明中根据导流板1的结构、喷注器及燃料腔6的具体工作情况，确定导流板1中边区分流孔3的总面积与中心孔2面积之比的取值范围为20％～30％，在本实施例中，边区分流孔3的总面积为中心孔2面积的25％。
此外，燃料在燃料下腔8的流速还与导流板1在燃料腔6的位置有关，隔板放置的越靠下，燃料下腔8流速越快，通常设置燃料下腔8与燃料上腔7的体积比为0.2～0.6；本实施例中，燃料下腔8与燃料上腔7的体积比为0.42，可使燃料在燃料下腔8保持一定流速，以满足喷注器面10的冷却需求。
图3所示的发动机推力室喷注器中，喷注器面10位于燃料腔6的下方，燃气位于燃料腔6的上方，喷注器的喷嘴5贯穿燃料腔6，在燃料腔6内喷嘴5从导流板1的喷嘴安装孔4穿过。工作时，燃料从燃料腔6的下方侧面的燃料入口9进入燃料下腔8，再从中心孔2和边区分流孔3进入燃料上腔7，然后从燃料上腔7进入喷嘴5，并与从燃料腔6上方进入喷嘴5的燃气在喷嘴内混合，最后在喷注器面10燃烧反应。
本发明可提高推进剂充填同步性的导流板可用于液氧煤油发动机推力室以及多种燃气发生器的喷注器燃料腔，实验结果表明该导流板设计结构安全可靠、充填同步性好、起动无明显压力峰。本发明对于其它发动机研制具有重要的借鉴意义。
以上仅是对本发明的优选实施方式进行了描述，并非对本发明技术方案的限制，本领域技术人员在本发明主要技术构思的基础上所作的任何公知变形都属于本发明所要保护的技术范畴。
1.一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特征在于：包括导流板本体、设置在导流板本体中心区域的中心孔(2)、圆周均布在导流板本体边缘区域的多个边区分流孔(3)、设置在中心孔(2)和边区分流孔(3)之间区域的多个喷嘴安装孔(4)；
所述喷嘴安装孔(4)与喷注器面(10)的喷嘴(5)一一对应，用于喷嘴(5)从喷嘴安装孔(4)穿过；
所述多个边区分流孔(3)的总面积小于中心孔(2)面积。
2.根据权利要求1所述的一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特征在于：所述多个边区分流孔(3)的总面积为中心孔(2)面积的20％～30％。
3.根据权利要求2所述的一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特征在于：所述多个边区分流孔(3)的总面积为中心孔(2)面积的25％。
4.根据权利要求1或2或3所述的一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特征在于：所述导流板本体为碟形冲压结构。
5.根据权利要求4所述的一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特征在于：所述喷嘴安装孔(4)设置为不小于4层，且最内层喷嘴安装孔(4)的数量为12个，由内至外各层依次递增6个。
6.根据权利要求5所述的一种可提高推进剂充填同步性的导流板，其特征在于：所述边区分流孔(3)与最外层喷嘴安装孔(4)的数量相同。
7.一种喷注器，其特征在于：
包括喷注器面(10)、设置在喷注器面(10)上的多个喷嘴(5)、设置在喷注器面(10)上方的燃料腔(6)，以及如权利要求1至6任一所述的导流板(1)；
所述导流板(1)设置在燃料腔(6)中，且将燃料腔(6)分割为燃料上腔(7)和燃料下腔(8)；
所述燃料上腔(7)和燃料下腔(8)通过导流板(1)的多个边区分流孔(3)以及中心孔(2)相连通；
多个喷嘴(5)分别贯穿燃料腔(6)，且在燃料腔(6)内多个喷嘴(5)从对应的喷嘴安装孔(4)穿过。
8.根据权利要求7所述的喷注器，其特征在于：所述燃料下腔(8)与燃料上腔(7)的体积比为0.2～0.6。
9.根据权利要求8所述的喷注器，其特征在于：所述燃料下腔(8)与燃料上腔(7)的体积比为0.42。
10.根据权利要求7至9任一所述的喷注器，其特征在于：所述燃料腔(6)中的燃料为航天煤油。
技术总结