CN109827191B - 一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段和氧化剂冷却段；燃料冷却段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，冷却槽，连接槽，燃料出口集液腔和燃料出口；氧化剂冷却段设置有氧化剂进口，氧化剂进口集液腔，连接槽，冷却槽，氧化剂出口和密封槽。本发明实现了一体化双冷却身部结构，适合于采用增材制造技术进行生产。

Description

一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构
技术领域
本发明涉及火箭驱动设备领域，具体地，涉及一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构。
背景技术
液体火箭发动机大多采用再生冷却方式实现身部的冷却，并采用液态氧化剂/液态燃料作为冷却剂，是保护推力室免受热流烧坏的有效而经济的方式。
双冷却再生冷却身部采用氧化剂和燃料同时冷却的方式，主要针对性解决单冷却身部结构冷却温升不足的难题，其常规生产采用机械加工和内外壁面扩撒焊接的方式，工艺复杂、生产周期长、成本高。而采用增材制造技术，生产一体成型，能在很大程度上降低再生冷却身部生产成本和缩短生产周期。然而，采用增材制造技术进行再生冷却身部的生产，由于流道结构复杂，成型困难，其结构的适应性是迫切需要解决的难题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构。
根据本发明提供的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段1和氧化剂冷却段2；
燃料冷却段1设置有燃料进口11，燃料进口集液腔12，冷却槽13，连接槽14，燃料出口集液腔15和燃料出口16；
氧化剂冷却段2设置有氧化剂进口21，氧化剂进口集液腔22，连接槽14，冷却槽13，氧化剂出口23和密封槽24；
冷却槽13分为轴向槽131和周向槽132；液态燃料经燃料进口11进入燃料进口集液腔12，通过轴向槽131和周向槽132均匀分流，经连接槽14进入燃料出口集液腔15，并从燃料出口16流出，实现燃料冷却段1冷却；
液态氧化剂从氧化剂进口21进入氧化剂进口集液腔22，经连接槽14分流均匀进入冷却槽13，并通过氧化剂出口23流出，实现氧化剂冷却段2冷却。
较佳的，周向槽132为环形槽道，槽道型面为梯形，可有效防止生产过程中槽道塌陷的风险。
较佳的，周向槽132的梯形斜边与水平方向夹角为60°。
较佳的，连接槽14为带圆弧的四边形，可有效实现冷却槽和集液腔之间的光滑连接。
较佳的，所述燃料为液甲烷，氧化剂为液氧。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
1、设计的身部结构为一体化结构，灵活实现了双推进剂冷却结构设计，适合于采用增材制造技术进行生产；
2、独特连接槽结构设计，实现了冷却槽与积液腔之间的光滑过渡；
3、独特周向槽结构，槽道型面为梯形，梯形斜边与水平面的夹角为60°，适合于采用增材制造技术。
附图说明
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：
图1是本发明的纵向剖面结构示意图；
图2是本发明的横向剖面结构示意图；
图3是本发明轴向冷却槽旋转剖面示意图；
图4是本发明周向环形槽道型面示意图；
图5是本发明连接槽旋转结构示意图；
图6是本发明双集液腔结构示意图。
具体实施方式
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。
如图1至图6所示，本发明提供的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段1和氧化剂冷却段2。
燃料冷却段1设置有燃料进口11，燃料进口集液腔12，冷却槽13，连接槽14，燃料出口集液腔15和燃料出口16；氧化剂冷却段2设置有氧化剂进口21，氧化剂进口集液腔22，连接槽14，冷却槽13，氧化剂出口23和密封槽24；冷却槽13分为轴向槽131和周向槽132。
液态燃料经燃料进口11进入燃料进口集液腔12，通过轴向槽131和周向槽132均匀分流，经连接槽14进入燃料出口集液腔15，并从燃料出口16流出，实现燃料冷却段1冷却。
液态氧化剂从氧化剂进口21进入氧化剂进口集液腔22，经连接槽14分流均匀进入冷却槽13，并通过氧化剂出口23流出，实现氧化剂冷却段2冷却。
周向槽132为环形槽道，槽道型面为梯形，可有效防止生产过程中槽道塌陷的风险。周向槽132的梯形斜边与水平方向夹角为60°。连接槽14为带圆弧的四边形，可有效实现冷却槽和集液腔之间的光滑连接。
本发明的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，适应于采用增材制造技术进行生产，具备生产一体化、性能优良等优点。
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，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (3)

1.一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，其特征在于，包括：燃料冷却段（1）和氧化剂冷却段（2）；
燃料冷却段（1）设置有燃料进口（11），燃料进口集液腔（12），冷却槽（13），连接槽（14），燃料出口集液腔（15）和燃料出口（16）；
氧化剂冷却段（2）设置有氧化剂进口（21），氧化剂进口集液腔（22），连接槽（14），冷却槽（13），氧化剂出口（23）和密封槽（24）；
冷却槽（13）分为轴向槽（131）和周向槽（132）；液态燃料经燃料进口（11）进入燃料进口集液腔（12），通过轴向槽（131）和周向槽（132）均匀分流，经连接槽（14）进入燃料出口集液腔（15），并从燃料出口（16）流出，实现燃料冷却段（1）冷却；
液态氧化剂从氧化剂进口（21）进入氧化剂进口集液腔（22），经连接槽（14）分流均匀进入冷却槽（13），并通过氧化剂出口（23）流出，实现氧化剂冷却段（2）冷却；
周向槽（132）为环形槽道，槽道型面为梯形；
周向槽（132）的梯形斜边与水平方向夹角为60°。
2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，其特征在于，连接槽（14）为带圆弧的四边形。
3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，其特征在于，所述燃料为液甲烷，氧化剂为液氧。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112253334B (zh) * 2020-09-29 2021-10-19 西安航天动力研究所 一种集成冷却通道的燃气管路
CN112083039B (zh) * 2020-09-29 2023-08-08 西安航天动力研究所 一种材料着火点试验考核装置及考核方法

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102658066A (zh) * 2012-04-26 2012-09-12 葛明龙 催化分解低浓度过氧化氢反应器和燃烧室及其应用
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
CN105222159A (zh) * 2015-11-02 2016-01-06 葛明龙 两种有声腔再生冷却式加力燃烧室及其应用
CN106050474A (zh) * 2016-05-23 2016-10-26 上海空间推进研究所 一种火箭发动机头部和再生冷却身部的新型连接结构
CN107813660A (zh) * 2017-11-28 2018-03-20 河南广度超硬材料有限公司 一种基于防护的着陆轮胎及其防护方法
CN108457768A (zh) * 2017-08-30 2018-08-28 上海空间推进研究所 一种直流冷壁式发动机燃烧室

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102658066A (zh) * 2012-04-26 2012-09-12 葛明龙 催化分解低浓度过氧化氢反应器和燃烧室及其应用
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
CN105222159A (zh) * 2015-11-02 2016-01-06 葛明龙 两种有声腔再生冷却式加力燃烧室及其应用
CN106050474A (zh) * 2016-05-23 2016-10-26 上海空间推进研究所 一种火箭发动机头部和再生冷却身部的新型连接结构
CN108457768A (zh) * 2017-08-30 2018-08-28 上海空间推进研究所 一种直流冷壁式发动机燃烧室
CN107813660A (zh) * 2017-11-28 2018-03-20 河南广度超硬材料有限公司 一种基于防护的着陆轮胎及其防护方法

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