燃气蒸发器

燃气发生器是产生具有一定压力及温度的燃烧气体作为涡轮的工质的装罝。一般由压气机、燃料泵及燃烧室等部件及其附属系统组成。

燃气发生器只提供燃烧气体，并不对外直接做功。在某种意义上讲，火箭发动机及喷气发动机也是一种燃气发生器，它们产生的高温燃气通过尾喷管，变成高速气流喷射出去, 推动火箭或飞机前进。自由活塞式内燃 机的自由活塞部分也是一种燃气发生器。

设计原理

由于大推力液体火箭发动机燃烧室的压力高，故需要采用涡轮泵装置对推进剂组元进行增压，燃气发生器（在补燃循环发动机中，燃气发生器也称为预燃室）通常是这类发动机中不可缺少的组件。

采用燃气发生器产生用于驱动涡轮的工质，可使发动机获得更长的工作时间和更高的燃烧室压力，液体燃气发生器的燃气既可驱动共用的涡轮，也可同时驱动氧化剂涡轮与燃料涡轮。同时驱动氧化剂涡轮与燃料涡轮的方案在J-2，HM-60和LE-5等发动机中得到应用。在LE-5发动机中，发生器产生的燃气***入液氢涡轮泵的涡轮，然后进入液氧涡轮泵的涡轮。

由于影响燃气发生器实际工作过程的因素多种多样，试验研究又非常复杂，因此还没有通用和严格的燃气发生器设计方法。在设计燃气发生器时，主要采用经验方法。燃气发生器的设计目标可以归纳如下：

①在一个紧凑部件中安全地产生所需的流量、温度和压力的燃气；

②启动和关机过程平滑，没有陡的温度峰、压力振荡或过量的未燃推进剂；

③根据控制系统要求，能够在较大的推进剂流量和混合比（对于双组元推进剂）范闱内工作；

④能够保持安全关机，不需要复杂的吹除和泄出系统；

⑤对于需要多次启动的发动机系统，能够实现再启动。

工作特点

（1）燃气温度低。一般为650〜900°C,主要取决于涡轮叶片材料的许用温度。

（2）余氧系数偏离化学当量的余氧系数。通常采用富燃的低余氧系数，优点是燃气与室壁的相容性好；燃气产物的分子量低，做功能力较大。偏二甲肼等自燃推进剂的燃气发生器，余氧系数为0.05〜0.08，质量流量密度为20〜80g/(cm2•s)。发生器的流量占发动机总流量的2%〜3%。

（3）集中燃烧。富燃的发生器，其氧化剂喷嘴排列在喷注面的中心区，与相邻的燃料喷嘴组成较高的余氧系数。边区只有燃料喷嘴。保证可靠的点火，稳定燃烧，防止出现低频不稳定燃烧。

（4）停留时间长。一般为5〜12ms，以保证出口温度均匀，避免燃气局部温度升高，烧蚀涡轮叶片。自燃推进剂的停留时间选择小些，而液氧/煤油非自燃推进剂的停留时间选择大些。

结构

喷注器

燃气发生器的喷注器有直流式和离心式两种。离心式喷注器中有单组元和双组元离心式喷嘴，采用蜂窝式和同心圆式排列形式。

直流式喷注器，一般采用二股互击式(o-f)或三股互击式(f-o一f)两种喷注单元。边区采用直流式燃料喷嘴。

燃烧室

燃气发生器的燃烧室是冷却式的，采用再生冷却或辐射冷却。再生冷却的燃烧室，有波纹板结构的，铣槽结构的和压坑点焊结构的。再生冷却可以减少散热损失，降低室壁的温度，提高承载能力，减轻质量。

辐射冷却的燃烧室，结构简单，加工方便，材料采用高温合金或不锈钢。

根据燃气的停留时间，确定燃烧室的容积，求出它的直径和长度。

喷管

燃气发生器的喷管只由收敛段组成。因为喉部出口与涡轮喷嘴相连。收敛段采用单壁的锥形壳体。

装配

喷注器、燃烧室和喷管采用焊接连接。燃气发生器和推力室的推进剂均由泵后供应，因此两者的室压和喷嘴压降比较接近。燃气发生器工作温度较低，因此室壁的防护措施较简单。燃气发生器的停留时间较长，可以认为燃烧效率接近1。燃气发生器的设计应当考虑到：

（1）在喷注面中心区，选择较高的余氧系数。肼类燃料，中心区的余氧系数α≈0.12～0.20。保证可靠点火，持续稳定燃烧；

（2）选择较高的喷嘴压降，改善雾化混合质量，防止出现低频不稳定燃烧；

（3）选择足够的停留时间，保证燃气的出口温度均匀；

（4）力求结构简单、可靠。燃气发生器作为一个独立的组件进行装配焊接，液压液流试验。它可以单独的进行热试，以考验和评定启动点火和稳定工作的可靠性。

类型

在液体火箭发动机中采用的燃气发生器可按所使用推进剂的类型分为固体推进剂燃气发生器和液体推进剂燃气发生器。液体燃气发生器根据组元的数量可分为单组元、双组元和三组元液体燃气发生器。