CN111630944B - 一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室 - Google Patents
一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室 Download PDFInfo
- Publication number
- CN111630944B CN111630944B CN200710081473.9A CN200710081473A CN111630944B CN 111630944 B CN111630944 B CN 111630944B CN 200710081473 A CN200710081473 A CN 200710081473A CN 111630944 B CN111630944 B CN 111630944B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- thrust chamber
- metal
- sintered
- rocket
- porous
- 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.)
- Expired - Fee Related
Links
Images
Landscapes
- Powder Metallurgy (AREA)
Abstract
一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，属于火箭发动机推力室壁的发汗冷却结构技术领域。该火箭推力室由金属薄片隔断分段烧结金属多孔结构介质壁面组成；所述金属薄片隔断为非多孔，气密的，金属或合金材料；所述烧结金属多孔结构介质为通气的，由金属或合金颗粒烧结而成；烧结金属多孔结构介质的孔隙率即孔隙体积占总体积的百分比为5％～30％内；所述金属薄片隔断和所述烧结金属多孔结构介质通过加工结合为一体，组成推力室壁面即形成火箭推力室。本发明实现火箭推力室的发汗冷却。有利于推力室壁内表面温度的均匀。使冷却剂流量可以被控制在最优的状态，大幅度减少热应力。更易于加工，传热效果更好。
Description
技术领域
本发明涉及一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，属于火箭发动机推力室壁的发汗冷却结构技术领域。
背景技术
大推力液体火箭发动机推力室处于高温、高压、大热流密度工作条件下；在喷管喉部附近，热流密度更是高达10-160MW/m2。相对于传统的再生冷却热防护技术，发汗冷却具有极高的冷却效率，是最富发展潜力的先进冷却方式(D.E.Glass，D.Arthur etc，NumericalAnalysis of Convection/Transpiration Cooling，NASA/TM-1999-209828.)，其最大冷却能力可达6×107～1.4×109W/m2(Yanovski L.S.，Physical basis of transpiration cooling for enginesof flying apparatus，(in Russian)，MAIPress，Moscow，1996.)。相对于传统的烧蚀冷却，采用发汗冷却还可以使得推力室壁实现可重复利用的目的。发汗冷却结构主要包括层板和多孔结构两种。目前层板加工工艺较复杂且成本昂贵，而且从换热角度，多孔介质更为有效，因此烧结多孔结构发汗冷却依然有很重要的应用前景。烧结多孔结构应用于推力室壁发汗冷却时主要存在如下的缺点：由于推力室喷管沿轴向流动存在很大压力梯度，因而在推力室壁内表面上注入的冷却剂流量沿喷管轴向极其不均匀，而且严重偏向下游，难以保证上游壁温的冷却要求；如果为保证上游壁温，势必要提高冷却剂进口压力，这样又会使得下游冷却剂流量更加过量，浪费用作冷却剂的燃料，同时对推力室气动性能的不利影响将会增大；冷却剂和燃气之间过大的压差会影响多孔壁面材料结构安全。此外推力室壁内表面温度的不均匀会使得局部极易产生高温，进而引起传热恶化，使壁面烧毁。烧结多孔结构发汗冷却的这些缺点限制了其实际应用。为解决这些问题，必须设计出优化的烧结多孔结构来控制其中冷却剂的流动方向和喷管内表面局部注入率，以满足壁面冷却均匀和冷却剂流量尽量少这两方面的要求。
发明内容
本发明主要内容为设计一种能冷却火箭推力室壁的分段烧结多孔推力室壁结构。
这种推力室利用烧结金属多孔结构来实现壁面的发汗冷却热防护：高压冷却剂从推力室壁的外表面压入推力室壁的烧结多孔结构中，在多孔结构孔隙中渗流同时与多孔结构的固体骨架发生传热，吸收固体骨架的热量，然后从推力室壁的内表面喷入推力室内，在推力室壁的内表面上形成一层气膜，将推力室内的高温燃气与推力室壁的内表面隔离开来，防止高温燃气直接接触推力室壁内表面发生强烈对流换热，从而达到主动冷却推力室壁的目的。另外，在具体结构中，采用气密的金属薄片隔断将多孔介质分隔成多段以精确控制冷却剂流量，克服烧结多孔介质内流量不易控制、导致被冷却推力室壁内表面温度不均匀、局部过热容易引发过热点传热恶化进而向周围传播的缺点，实现采用烧结多孔结构推力室壁的发汗冷却。
采用本发明的技术方案制造的发汗冷却推力室如附图1所示，以下分四部分介绍其结构：
1.金属薄片隔断
(1)金属薄片隔断，非多孔，气密的，是金属或合金材料，如图1中的1所示；
(2)金属薄片隔断1选用金属强度应满足火箭推力室壁所要求的许用强度，具体材料可选用纯碳钢/低合金钢、不锈钢、铁基耐热超合金、高温合金GH22、铝合金、铜合金、镍基合金、钴合金、钛合金等；
(3)金属薄片隔断1的厚度：在满足强度条件下应尽量薄，以减小与多孔介质内的传热性能差别，同时减少其端部和燃气接触的面积，降低辐射和对流换热量；本文通过有限元方法进行强度计算已验证：薄片厚度范围为0.1mm-0.5mm均可满足结构强度要求。本文还结合传热计算，统筹考虑薄片的传热和两侧压差，得到如下厚度设计的优化方案：在上游收敛段的隔断薄片厚度取0.1mm，接近喉部的隔断薄片厚度取0.2mm，在下游扩张段的隔断薄片厚度取0.4mm；
2.烧结金属多孔结构介质
(1)烧结金属多孔结构介质，通气的，由金属或合金颗粒烧结而成，如图1中的2所示；烧结多孔介质2的基质金属和薄片隔断1选用同种金属；
(2)烧结多孔介质2的孔隙率(孔隙体积占总体积的百分比)依实际需要根据阻力设计选取。孔隙率选取可以在5％-30％范围内；
3.分隔断方法
(1)金属薄片隔断1的分布疏密度：应参照推力室内燃气沿轴向压力分布，在燃气轴向压力梯度大的地方，则1密布，反之则疏布。具体分段设计方案为：如附图1、2所示，在推力室上游直管段，由于推力室内燃气压力变化很小，因此此段只分一段；在推力室喷管收敛段，由于喷管内燃气轴向压力梯度巨大，此段多孔结构推力室壁被金属薄片隔断分为6段(以进口压力10.0Mpa推力室为例，分六段可以保证每段推力室壁对应的推力室内燃气轴向压力梯度小于1.0Mpa，已经可以实现多孔介质推力室壁分段的目的)；在推力室喷管喉部下游扩张段，由于相对于收敛段而言喷管内燃气轴向压力梯度略为平缓，因而此段多孔结构推力室壁被金属薄片隔断分为3段。
(2)如图3、4所示，实际设计中多孔壁用薄片隔断进行分段的疏密可以视具体推力室内燃气轴向压力梯度进行调整；计算结果和理论分析表明，越致密分段越有利于冷却剂进口压力的精确配置，因而可以实现冷却剂流量的最优化。但太密的分段会带来加工和结构上的复杂性。因此对于推力室进口压力不超过10.0Mpa的情况，可按照前面推荐的具体要求进行分段；对于更高进口压力的推力室，可依据保证每段多孔壁对应的喷管内燃气轴向压力梯度小于1.0Mpa的原则进行分段设计。
4.隔断薄片和多孔的结合
气密的金属薄片隔断1和烧结多孔介质2通过扩散焊或其它加工方式紧密结合为一体，组成推力室壁。
本发明：
(1)如图1所示：高温燃气5从左边燃气进口流入推力室，从右边燃气出口6流出；高压冷却剂从推力室壁的外表面3压入烧结金属多孔介质推力室壁，在多孔介质孔隙中流动并且吸收金属骨架的热量，然后从推力室壁的内表面4流出多孔介质，喷入推力室内，在推力室壁内表面4上形成一层均匀的气膜，将推力室内高温燃气和推力室壁的内表面分隔开来，防止内表面受到高温燃气加热而壁温过高甚至发生烧蚀损坏，从而实现火箭推力室的发汗冷却；前文背景技术中已阐述过，发汗冷却是极高热流密度工作条件下最强有力的防热手段；
(2)如附图1和图2所示：气密的金属薄片隔断1约束了烧结多孔介质2内的冷却剂流动方向，减少了冷却剂在推力室壁内的轴向流动分量，使其在推力室壁的内表面4注入的流量处于受控状态，避免了流量过分流向右边低压力区造成推力室壁的内表面上注入冷却剂流量的不均匀现象，有利于推力室壁内表面温度的均匀。
(3)如附图1-图4所示：因为金属薄片隔断1的分隔，可以做到在每个冷却剂进口3分配不同的压力(P1、P2、…Pi…Pn)。例如：在燃气压力很高的上游直管段和收缩段，分配较高的冷却剂进口压力；在燃气压力逐渐变小的下游扩张段，分配逐渐降低的冷却剂进口压力；这样就可以做到冷却剂和燃气的压差总是刚好满足当地发汗冷却需要的冷却剂流量的要求，避免冷却剂的浪费，使得冷却剂流量可以被控制在最优的状态；同时可以避免多孔材料承受过大压力。
(4)因为可以更准确的控制冷却剂流量，推力室壁整体以及直接接触高温燃气的内壁面温度都可以控制得很均匀，大幅度减少热应力。
综上所述，这种由金属薄片隔断和烧结金属多孔结构共同组成的推力室壁实现了精确控制沿推力室壁内表面的冷却剂局部注入率的要求，从而解决了烧结多孔发汗冷却应用在推力室这样沿燃气主流方向具有大压力梯度场合下前文所述的主要难题，使多孔结构发汗冷却技术能成功的应用于火箭推力室壁的热防护。同时，这种方案比层板更易于加工，而且传热效果更好。
附图说明
图1采用分段烧结多孔壁面进行发汗冷却的火箭推力室的剖视图。
图2采用分段烧结多孔壁面进行发汗冷却的火箭推力室的立体图。
图3采用分段烧结多孔壁面进行发汗冷却的火箭推力室的剖视图(金属薄片隔断密布)。
图4采用分段烧结多孔介质进行发汗冷却压力分配示意图(金属薄片隔断密布)。
具体实施方式
如附图1所示，图1采用分段烧结多孔壁面进行发汗冷却的火箭推力室的剖视图，其中1为作为隔断的非多孔的气密金属薄片；2为烧结金属多孔介质；3为冷却剂进口。
以下举例说明具体实施方式：
具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室实施实例：
(1)薄片隔断1和烧结多孔介质2的基质金属皆选用高温合金GH22，高温合金在孔隙率偏高的情况下仍显示了较高的强度优势，且具有良好的高温抗氧化和抗腐蚀性能，其抗拉强度为186.0-298.75(MPa)，满足火箭推力室壁所要求的许用强度。
(2)薄片隔断1的厚度：根据传热计算和强度的有限元计算以及相关的实验数据，统筹考虑薄片的传热和强度要求，在上游收敛段的隔断薄片厚度取0.1mm，接近喉部的隔断薄片厚度取0.2mm，在下游扩张段的隔断薄片厚度取0.4mm；
(3)烧结多孔介质2的孔隙率根据阻力实验和设计计算选取为25％；
(4)金属薄片隔断1的分布疏密度：如附图1、2所示，本例推力室进口压力为10.0Mpa，在推力室上游直管段，由于推力室内燃气压力变化很小，因此此段只分一段；在推力室喷管收敛段，由于喷管内燃气轴向压力梯度巨大，此段多孔结构推力室壁被金属薄片隔断分为6段(在推力室进口压力10MPa工况下，分六段可以保证每段推力室壁对应的推力室内燃气轴向压力梯度小于1.0Mpa，已经可以实现多孔介质推力室壁分段的目的)；在推力室喷管喉部下游扩张段，由于相对于收敛段而言喷管内燃气轴向压力梯度略为平缓，因而此段多孔结构推力室壁被金属薄片隔断分为3段。
(5)气密的金属薄片隔断1和烧结多孔介质2通过扩散焊紧密结合为一体、组成推力室壁面。
Claims (8)
1.一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，该火箭推力室由金属薄片隔断分段烧结金属多孔结构介质壁面组成；
所述金属薄片隔断为非多孔，气密的，金属或合金材料；
所述烧结金属多孔结构介质为通气的，由金属或合金颗粒烧结而成；烧结金属多孔结构介质的孔隙率即孔隙体积占总体积的百分比为5％～30％；
所述金属薄片隔断和所述烧结金属多孔结构介质通过加工结合为一体，组成推力室壁面即形成火箭推力室。
2.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述加工为扩散焊。
3.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述金属薄片隔断材料为纯碳钢、低合金钢、不锈钢、铁基耐热超合金、铝合金、铜合金、镍基合金、钴合金、钛合金之中的任何一种。
4.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述烧结金属多孔结构介质的基质金属与薄片隔断选用的金属相同。
5.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述金属薄片隔断的厚度为0.1mm～0.5mm。
6.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述金属薄片隔断在火箭推力室上游收敛段的薄片隔断厚度为0.1mm，接近喉部的薄片隔断厚度为0.2mm，在下游扩张段的隔断薄片厚度为0.4mm。
7.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述金属薄片隔断参照推力室内燃气沿轴向压力分布，在燃气轴向压力梯度大的地方，金属薄片隔断密布，在燃气轴向压力梯度小的地方则疏布。
8.根据权利要求1所述的一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室，其特征在于，所述金属薄片隔断：当推力室进口压力不超过10.0Mpa时，在推力室内燃气沿轴燃气轴向压力梯度大的地方，金属薄片隔断密布；压力梯度小的地方则疏布；对进口压力超过10.0Mpa的推力室，依据保证每段多孔壁对应的喷管内燃气轴向压力梯度小于1.0Mpa的原则进行分段。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN200710081473.9A CN111630944B (zh) | 2007-06-15 | 2007-06-15 | 一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN200710081473.9A CN111630944B (zh) | 2007-06-15 | 2007-06-15 | 一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN111630944B true CN111630944B (zh) | 2011-12-21 |
Family
ID=72273325
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN200710081473.9A Expired - Fee Related CN111630944B (zh) | 2007-06-15 | 2007-06-15 | 一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN111630944B (zh) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109736972A (zh) * | 2019-02-28 | 2019-05-10 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 火箭底部热防护面板、液体火箭底部热防护系统及方法 |
| CN112765913A (zh) * | 2021-04-08 | 2021-05-07 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种分层梯度多孔材料发汗冷却结构及飞行器 |
-
2007
- 2007-06-15 CN CN200710081473.9A patent/CN111630944B/zh not_active Expired - Fee Related
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN109736972A (zh) * | 2019-02-28 | 2019-05-10 | 北京星际荣耀空间科技有限公司 | 火箭底部热防护面板、液体火箭底部热防护系统及方法 |
| CN109736972B (zh) * | 2019-02-28 | 2024-06-07 | 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 | 火箭底部热防护面板、液体火箭底部热防护系统及方法 |
| CN112765913A (zh) * | 2021-04-08 | 2021-05-07 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种分层梯度多孔材料发汗冷却结构及飞行器 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US9764435B2 (en) | Counter-flow heat exchange systems | |
| US8359744B2 (en) | Heat exchanger | |
| US20200338639A1 (en) | Advanced Automated Fabrication System And Methods For Thermal And Mechanical Components Utilizing Quadratic Or Squared Hybrid Direct Laser Sintering, Direct Metal Laser Sintering, CNC, Thermal Spraying, Direct Metal Deposition And Frictional Stir Welding. Cross-reference To Related Applications | |
| EP2566656B1 (en) | Method of making a heat exchange component using wire mesh screens | |
| US9222438B2 (en) | Rocket engine with cryogenic propellants | |
| JPH02161158A (ja) | 熱交換器及び再生式熱交換器装置 | |
| CN101173610A (zh) | 受热壁面冷却结构以及使用该冷却结构的燃气轮机叶片 | |
| CN113266492B (zh) | 发动机推力室、火箭发动机、液体火箭 | |
| CN103612007A (zh) | 一种高温合金三维点阵夹层结构的制备方法 | |
| CN111630944B (zh) | 一种具有分段烧结多孔壁面的火箭推力室 | |
| US11236953B2 (en) | Inverted heat exchanger device | |
| US20100180575A1 (en) | Engine wall structure and a method of producing an engine wall structure | |
| CN108298097B (zh) | 一种小尺度强化换热结构 | |
| US20220381521A1 (en) | Additively manufactured porous heat exchanger | |
| WO2019099928A2 (en) | Advanced automated fabrication system and methods for thermal and mechanical components utilizing quadratic or squared hybrid direct laser sintering, direct metal laser sintering, cnc, thermal spraying, direct metal deposition and frictional stir welding | |
| CN112765913A (zh) | 一种分层梯度多孔材料发汗冷却结构及飞行器 | |
| Feng et al. | Development of continuous V-shaped structure for high heat flux components of flat-type divertor | |
| JP2008101534A (ja) | 滲み出し冷却ロケット燃焼器 | |
| CN108526735B (zh) | 一种微流量控制装置多层孔板多通道节流组件的制造方法 | |
| US20100322783A1 (en) | Rotor or stator blade and method for forming such rotor or stator blade | |
| Gayton et al. | Experimental and numerical investigation of the thermal performance of the gas-cooled divertor plate concept | |
| CN117755474A (zh) | 防隔热-承载-主动冷却一体化热防护结构及其应用方法 | |
| CN114440260B (zh) | 燃烧室用高温合金丝网编织的定向发汗冷却凹腔装置 | |
| US20240127972A1 (en) | Plasma-facing component cooling | |
| CN117182100A (zh) | 承载-发汗一体化结构的增材制造方法 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| GR03 | Grant of secret patent right | ||
| DC01 | Secret patent status has been lifted | ||
| DC01 | Secret patent status has been lifted | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee | ||
| CF01 | Termination of patent right due to non-payment of annual fee |
Granted publication date: 20111221 |