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申请/专利权人：中国科学院力学研究所;合肥中科重明科技有限公司;广东空天科技研究院

摘要：本发明公开了一种吸气式火箭针栓喷注器及其喷注方法，涉及发动机推进剂喷注领域。包括壳体、针栓、针锥、弹性元件和端面法兰等结构，并对壳体采用拉瓦尔喷管结构，针栓设置于壳体中心，壳体与针栓外壁面之间形成环状且具有拉瓦尔喷管型线的气体流道，针栓壁面上开设有多个喷孔，所述针栓内设有与喷孔连通的内流道和汇流腔，弹性元件安装于端面法兰和针锥之间，并预压缩安装在针栓中，针锥在弹性元件预紧力的作用下与针栓内流道壁面接触密封，本发明克服了现有技术的不足，使得燃料流量变化时，燃料喷孔根据燃料压力变化自适应调节，维持燃料雾化质量和喷射压力稳定，同时控制氧化剂气体在喉道处发生壅塞，保证发动机稳定燃烧。

主权项：1.一种吸气式火箭针栓喷注器，包括壳体1、针栓2、针锥3、弹性元件4和端面法兰5，其特征在于：所述壳体1为拉瓦尔喷管结构，且壳体1自左向右包括平直段27、收缩段22和扩张段23和壳体出口26，所述壳体出口26相邻一侧同一平面上设置有燃烧室6，且壳体出口26与燃烧室6入口处相固定；所述针栓2设置于壳体1中心并与壳体1同轴且贯穿壳体1，壳体1与针栓2外壁面之间形成环状且具有拉瓦尔喷管型线的气体流道8，且气体流道8左端开口处为气体流道入口24，针栓2与壳体1距离最短处形成喉道25；在所述扩张段23的针栓壁面上开设有多个周向均匀分布的燃料上游喷孔14和下游喷孔15；针栓2内设有与喷孔连通的前端内流道16、中心内流道17、后端内流道18和第一汇流腔19、第二汇流腔20、第三汇流腔21，所述中心内流道17与针栓2同轴，且中心内流道17一端与针锥3端面连接，另一端与后端内流道18交汇；所述弹性元件4安装于端面法兰5和针锥3之间，并预压缩安装在针栓2中，且针锥3头部贯穿汇流腔19并延伸至中心内流道17；且针锥3在弹性元件4预紧力的作用下与针栓内流道壁面9接触密封，针锥3侧表面与针栓内壁面10之间设有环状动密封11进行密封设置；所述端面法兰5上设有燃料入口12，端面法兰5与针栓2之间设有静密封13。

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