CN105089852B - 一种燃烧室内衬冷却结构 - Google Patents

一种燃烧室内衬冷却结构 Download PDF

Info

Publication number
CN105089852B
CN105089852B CN201410189052.8A CN201410189052A CN105089852B CN 105089852 B CN105089852 B CN 105089852B CN 201410189052 A CN201410189052 A CN 201410189052A CN 105089852 B CN105089852 B CN 105089852B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
liner
liquid collecting
collecting cavity
body portion
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201410189052.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105089852A (zh
Inventor
杨宝庆
刘新华
高云鹏
章荣军
高坤
林革
凌前程
李军
种衡阳
杨小利
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
11 Research Institute of 6th Academy of CASC
Original Assignee
11 Research Institute of 6th Academy of CASC
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 11 Research Institute of 6th Academy of CASC filed Critical 11 Research Institute of 6th Academy of CASC
Priority to CN201410189052.8A priority Critical patent/CN105089852B/zh
Publication of CN105089852A publication Critical patent/CN105089852A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105089852B publication Critical patent/CN105089852B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Landscapes

  • Cylinder Crankcases Of Internal Combustion Engines (AREA)
  • Pistons, Piston Rings, And Cylinders (AREA)

Abstract

本发明提供一种燃烧室内衬冷却结构，包括身部，身部包括依次相连的圆柱段、收敛段、喉部和扩张段，圆柱段前端设置冷却剂入口，还包括内衬，内衬套在身部内表面，内衬与身部内表面之间设有冷却通道；所述冷却剂入口与冷却通道的上端相连通；冷却通道的下端位于圆柱段或收敛段处，冷却通道的下端用于流出进入到冷却通道的冷却剂。本发明提出了一种能够对燃烧室身部以及身部的喉部进行冷却的一种燃烧室内衬冷却结构，该燃烧室内衬冷却结构对冷却剂利用率高。

Description

一种燃烧室内衬冷却结构
技术领域
本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及一种燃烧室内衬冷却结构。
背景技术
燃烧室作为液体发动机重要组件之一，承担着组织推进剂燃烧、产生推力等主要作用，工作过程中燃烧室身部承受推进剂燃烧高温，对燃烧室设计来说，如何实现身部可靠冷却是保证发动机可靠工作的重要前提之一。
目前常用的燃烧室身部冷却方式有液膜冷却、辐射冷却、再生冷却、烧蚀冷却等，其中液膜冷却方式由于简单易实现，广泛应用于燃烧室身部冷却。
常用的液膜冷却方式主要是在燃烧室头部喷注位置布置冷却孔，给予一定的冷却剂流量和喷注速度以实现对燃烧室身部的可靠冷却。这种冷却方式下，身部边区冷却剂会逐渐被中心燃烧区卷吸、消耗，在特殊结构燃烧室中，如室压较高、燃烧室较长时，身部存在高温风险，很难实现对喉部的可靠冷却，冷却设计难度较大。
发明内容
本发明提出了一种能够对燃烧室身部以及身部的喉部进行冷却的一种燃烧室内衬冷却结构，该燃烧室内衬冷却结构对冷却剂利用率高。
本发明的技术解决方案是：
一种燃烧室内衬冷却结构，包括身部，身部包括依次相连的圆柱段、收敛段、喉部和扩张段，圆柱段前端设置冷却剂入口，其特殊之处在于：
还包括内衬，内衬套在身部内表面，内衬与身部内表面之间设有冷却通道；
所述冷却剂入口与冷却通道的上端相连通；冷却通道的下端位于圆柱段或收敛段处，冷却通道的下端用于流出进入到冷却通道的冷却剂。
基于上述技术方案，本发明还做出以下优化和限定
上述内衬呈圆柱状；
所述冷却剂入口有1个或多个；若为多个，则冷却剂入口均布在圆柱段前端；
还包括设置在圆柱段前端的环状集液腔，所述冷却剂入口通过环状集液腔与冷却通道相连通；
内衬与身部之间的内衬表面为内衬外表面，内衬外表面上设有直槽和/或环形槽。
上述内衬呈圆台状，包括小端头和大端头，小端头设置在圆柱段前端。
上述小端头的外周套有冷却环，冷却环的外周套有侧板，冷却剂入口设置在侧板上；
冷却环上设有外集液腔、径向通道、内集液腔和小孔；外集液腔设置在侧板与冷却环之间，内集液腔设置在冷却通道的上方，内集液腔上设有盖板；
所述冷却剂入口、外集液腔、径向通道、内集液腔、小孔和冷却通道依次连通。
内衬与身部之间的内衬表面为内衬外表面，内衬外表面上设有直槽和/或环形槽。
上述外集液腔和/或内集液腔为环状。
上述冷却剂入口有1个或多个，若为多个，则冷却剂入口均布在侧板上。
上述径向通道有1个或多个，若为多个，则径向通道均布在冷却环上。
设有小孔的冷却环部分镶入冷却通道内。
上述侧板镶入冷却环内。
本发明具有以下技术效果：
1、本发明的内衬套在身部内表面，内衬与身部内表面之间设有冷却通道；可以最大程度避免冷却剂损耗、增强冷却效果；
2、本发明冷却通道的下端位于圆柱段或收敛段处，可以有效的保护收敛段和喉部高热负荷区域。
3、冷却剂入口与冷却通道的上端相连通；冷却通道的下端位于圆柱段或收敛段处，冷却通道的下端用于流出进入到冷却通道的冷却剂，实现了对下游喉部的可靠冷却，结构简单，易实现。
附图说明
图1为本发明的第一实施例结构示意图；
图2为本发明的第二实施例结构示意图；
附图标记：
1-侧板，2-冷却环，3-盖板，4-内集液腔，5-外集液腔，6-小孔，7-内衬，8-身部，9-冷却通道，10-冷却剂入口，11-冷却剂出口，12-圆柱段，13-收敛段，14-喉部，15-扩张段，16-环状集液腔，17-径向通道。
具体实施方式
本发明提供了一种燃烧室内衬冷却结构，包括身部8，如图1，身部包括依次相连的圆柱段12、收敛段13、喉部14和扩张段15，身部的圆柱段12、收敛段13、喉部14和扩张段15是一体成型的，圆柱段有两端，一端与收敛段相连，另一端为圆柱段前端，圆柱段前端设置冷却剂入口，还包括内衬7，内衬7套在身部8内表面，内衬与身部内表面之间设有冷却通道9；冷却剂入口10与冷却通道9的上端相连通；冷却通道的下端位于圆柱段或收敛段处，冷却通道的下端即为冷却剂出口11，用于流出进入到冷却通道的冷却剂。
如图1，内衬可以采用呈圆柱状内衬，冷却剂入口有1个或多个，若为多个，则冷却剂入口均布在圆柱段前端；本发明还包括设置在圆柱段前端的环状集液腔16，冷却剂入口通过环状集液腔与冷却通道相连通；内衬与身部之间的内衬表面为内衬外表面，内衬外表面上设有直槽和/或环形槽。因而进一步保证了本发明的冷却效果。
另外，内衬可以采用扩展型，其上端较小，具体可以采用呈圆台状的内衬，如图2，当内衬呈圆台状时，内衬包括小端头和大端头，小端头设置在圆柱段前端。小端头的外周套有冷却环2，冷却环的外周套有侧板1，此时，冷却剂入口10设置在侧板1上，冷却剂入口也可以设置1个或多个，若为多个，则冷却剂入口均布在侧板上。
冷却环上设有外集液腔5、径向通道17、内集液腔4和小孔6；外集液腔设置在侧板与冷却环之间，内集液腔设置在冷却通道的上方，内集液腔上设有盖板；冷却剂入口、外集液腔、径向通道、内集液腔、小孔和冷却通道依次连通。由于小孔孔径较小，当本发明的中心燃烧区卷吸时，使得冷却剂以很高的速度进入冷却通道，因而能够快速的冷却本发明身部的圆柱段、收敛段和喉部。
内衬与身部之间的内衬表面为内衬外表面，内衬外表面上设有直槽和/或环形槽，因而也进一步保证了本发明的冷却效果。
可以将侧板镶入冷却环内，将外集液腔和/或内集液腔设置为环状，径向通道有1个或多个，若为多个，则径向通道均布在冷却环上。小孔的冷却环部分镶入冷却通道内，可以使得在装配时与身部内表面进行定位，方便装配，若镶入冷却通道内的部分越深，冷却效果越好。
图1、图2为本发明的燃烧室内衬冷却结构示意图，下面结合附图对本发明的技术方案作进一步说明。
实施例一
如图1所示，内衬7可以通过焊接等方式与身部装配连接在一起。内衬7上加工冷却剂入口10，冷却剂通过冷却剂入口10进入集液腔，再流入内衬7与身部内表面之间形成的冷却通道9，冷却通道内的冷却剂可以保证内衬2的冷却可靠性，同时，内衬7出口的冷却剂可以保证身部后段高温区的冷却可靠性。为加强冷却效果，可以在内衬外表面加工直槽、环形槽等结构。图2中箭头的方向表示了冷却剂的流向。
实施例二
如图2所示，燃烧室内衬冷却结构主要由冷却环2、侧板1、盖板3与内衬组成，冷却剂从冷却剂入口进入由侧板与冷却环形成的外集液腔5，再通过多个周向均布的径向流道进入由盖板与冷却环形成的内集液腔，然后经由多个周向均匀的小孔进入冷却通道，并顺冷却通道沿轴向向下流动，最后通过冷却剂出口进入燃烧室，在收敛段和喉部壁面形成冷却膜保护身部下游高负荷区壁面，即在身部前段以排放冷却保护内衬和燃烧室壁面，在高温区以膜冷却的形式保护内壁，可以达到使冷却剂周向均匀分布的效果。为加强冷却效果，可以在内衬外表面加工直槽、环形槽等结构，该结构使得冷却剂周向分布更加均匀。图2中箭头的方向表示了冷却剂的流向。
本发明的主要目的是将冷却剂与中心主燃烧区物理隔离，避免燃气对冷却剂的卷吸造成过度消耗，从而达到冷却剂对喉部及高热负荷区的可靠冷却。
本发明能避免冷却剂在身部前段低温区的损耗，有效地把冷却剂用于高温区热防护，提高高温区热防护水平。
本发明的上述描述和附图代表了本发明的优选方案，本领域技术人员可以根据不同的设计要求和设计参数在不偏离本发明权利要求所界定的范围内进行各种增补、改进和更换，因此，本发明是广泛的。

Claims (8)

1.一种燃烧室内衬冷却结构，包括身部，身部包括依次相连的圆柱段、收敛段、喉部和扩张段，圆柱段前端设置冷却剂入口，其特征在于：
还包括内衬，内衬套在身部内表面，内衬与身部内表面之间设有冷却通道；
所述冷却剂入口与冷却通道的上端相连通；冷却通道的下端位于圆柱段或收敛段处，冷却通道的下端用于流出进入到冷却通道的冷却剂；
所述内衬呈圆台状，包括小端头和大端头，小端头设置在圆柱段前端。
2.根据权利要求1所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：
所述小端头的外周套有冷却环，冷却环的外周套有侧板，冷却剂入口设置在侧板上；
冷却环上设有外集液腔、径向通道、内集液腔和小孔；外集液腔设置在侧板与冷却环之间，内集液腔设置在冷却通道的上方，内集液腔上设有盖板；
所述冷却剂入口、外集液腔、径向通道、内集液腔、小孔和冷却通道依次连通。
3.根据权利要求2所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：内衬与身部之间的内衬表面为内衬外表面，内衬外表面上设有直槽和/或环形槽。
4.根据权利要求3所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：所述外集液腔和/或内集液腔为环状。
5.根据权利要求4所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：所述冷却剂入口有1个或多个，若为多个，则冷却剂入口均布在侧板上。
6.根据权利要求5所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：所述径向通道有1个或多个，若为多个，则径向通道均布在冷却环上。
7.根据权利要求6所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：设有小孔的冷却环部分镶入冷却通道内。
8.根据权利要求7所述的燃烧室内衬冷却结构，其特征在于：所述侧板镶入冷却环内。
CN201410189052.8A 2014-05-06 2014-05-06 一种燃烧室内衬冷却结构 Active CN105089852B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410189052.8A CN105089852B (zh) 2014-05-06 2014-05-06 一种燃烧室内衬冷却结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201410189052.8A CN105089852B (zh) 2014-05-06 2014-05-06 一种燃烧室内衬冷却结构

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105089852A CN105089852A (zh) 2015-11-25
CN105089852B true CN105089852B (zh) 2017-02-15

Family

ID=54571030

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201410189052.8A Active CN105089852B (zh) 2014-05-06 2014-05-06 一种燃烧室内衬冷却结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105089852B (zh)

Families Citing this family (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106286007B (zh) * 2016-09-23 2018-03-20 北京动力机械研究所 一种改善冷却气分布的集气环腔整流结构
CN106438109A (zh) * 2016-10-31 2017-02-22 北京航天动力研究所 一种带喉部加强衬套的液体火箭发动机推力室夹层结构
CN107940157B (zh) * 2017-11-20 2020-07-24 西安航天动力研究所 一种再生冷却燃气导管及其加工方法
CN112145316B (zh) * 2018-01-23 2021-07-23 陕西蓝箭航天技术有限公司 液体发动机
CN111456866A (zh) * 2020-04-14 2020-07-28 合肥中科重明科技有限公司 一种液体火箭发动机的冷却液膜成型结构
CN113006970B (zh) * 2021-02-26 2022-05-27 陕西蓝箭航天技术有限公司 液体火箭发动机旋流液膜冷却结构及火箭发动机
CN113175393B (zh) * 2021-04-25 2022-07-29 北京航天动力研究所 一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构
CN113250802B (zh) * 2021-07-15 2021-09-21 四川迅联达智能科技有限公司 控流散热组件、智能温度管理系统及其散热方法和发动机

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1314580A (en) * 1969-08-14 1973-04-26 Messerschmitt Boelkow Blohm Rocket combustion chamber and thrust nozzle assemblies
CA2026430A1 (en) * 1989-10-04 1991-04-05 Etienne Soler Combustion chamber for a propulsion unit
US6860099B1 (en) * 2003-01-09 2005-03-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Liquid propellant tracing impingement injector
CN102308077A (zh) * 2008-12-08 2012-01-04 火星工程有限公司 再生冷却式多孔介质护套
CN203892065U (zh) * 2014-05-06 2014-10-22 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种燃烧室内衬冷却结构

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1314580A (en) * 1969-08-14 1973-04-26 Messerschmitt Boelkow Blohm Rocket combustion chamber and thrust nozzle assemblies
CA2026430A1 (en) * 1989-10-04 1991-04-05 Etienne Soler Combustion chamber for a propulsion unit
US6860099B1 (en) * 2003-01-09 2005-03-01 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Liquid propellant tracing impingement injector
CN102308077A (zh) * 2008-12-08 2012-01-04 火星工程有限公司 再生冷却式多孔介质护套
CN203892065U (zh) * 2014-05-06 2014-10-22 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种燃烧室内衬冷却结构

Also Published As

Publication number Publication date
CN105089852A (zh) 2015-11-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105089852B (zh) 一种燃烧室内衬冷却结构
CN104373964B (zh) 内置油杆的凹腔支板火焰稳定器
CN103216852B (zh) 具有阶梯形中心体的轴流式燃料喷嘴
CN108457768A (zh) 一种直流冷壁式发动机燃烧室
JP2016166729A (ja) 燃焼器の燃料噴射装置用のエアシールド
CN106287814B (zh) 一种轴向进气的地面燃气轮机单管燃烧室
US9879606B2 (en) Method of supplying fuel to an internal fuel manifold
CN106247407A (zh) 一种燃料支板喷注器
CN203892065U (zh) 一种燃烧室内衬冷却结构
US20170130651A1 (en) Cooled combustor for a gas turbine engine
CN107906560A (zh) 一种驻涡式微型燃气涡轮发动机燃烧室
CN107416214A (zh) 一种用于飞机辅助动力系统的进气通风结构
CN104948277A (zh) 一种无气泵水冷喷嘴
CN105579779B (zh) 用于涡轮引擎的燃料喷射器
CN107532799B (zh) 包括特定形状的气流导向装置的涡轮机燃烧室
CN106286007B (zh) 一种改善冷却气分布的集气环腔整流结构
CN204084463U (zh) 一种带冷却装置的燃烧室头部结构
CN205909346U (zh) 一种燃烧室
CN109654538B (zh) 一种利于降低火焰筒壁温的文丘里管
WO2015117794A1 (en) Pilot burner with axial swirlers for a gas turbine
CN106812556B (zh) 一种燃气轮机热端冷却结构及具有其的燃气轮机
US6976361B1 (en) Ventilation channels in an afterburner chamber confluence sheet
CN105871122A (zh) 一种汽轮发电机往复式氢内冷端部通风冷却装置
CN107735619B (zh) 涡轮发动机的弯曲的燃烧腔室
CN105960511A (zh) 涡轮机排气框架

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant