CN112253334A - 一种集成冷却通道的燃气管路 - Google Patents

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Abstract

为了解决现有带冷却结构燃气管路加工周期长、工序复杂、成本高、质量一致性控制困难以及集成度不高的技术问题，本发明提出了一种集成冷却通道的燃气管路。本发明将冷却通道集成在燃气通道侧壁中，简化了工艺，并提高了产品的集成度；采用面向3D打印工艺的结构设计，实现了冷却工质入口管接头、冷却工质入口集液腔、冷却通道等与燃气管路整体无支撑设计，该结构能够满足3D打印技术整体一次成型要求，无需传统工艺环节中的多道机架、钎焊、对接焊等工序程序，产品加工和周转周期大幅缩短，产品一致性和连接强度、刚度较好，质量控制更为有效，研制成本大幅降低。

Description

一种集成冷却通道的燃气管路
技术领域
本发明涉及一种集成冷却通道的燃气管路，可作液体火箭发动机燃气发生器与后端组件之间的连接结构。
背景技术
作为热力机械动力装置，液体火箭发动机及其配套的试验系统中，分布着大量的承受高温、高压环境的燃气管路，考虑到长时间工作在高温、高压的环境中，为提高工作可靠性和控制热变形，燃气管路一般设置带冷却结构的方案。传统的冷却结构加工时，往往将冷却槽与外壁分开，并应用钎焊等工艺进行连接，然后通过焊接等形式将集液腔、出入口管、法兰等部分连接起来，整体工艺过程复杂，流转周期长，成本高，产品一致性差且集成度不高。同时，考虑到钎焊工艺特殊性，冷却通道加工好后，不允许打孔设置测试接口，需要额外设置测试段等结构，整体集成度不高。
发明内容
为了解决现有带冷却结构燃气管路加工周期长、工序复杂、成本高、质量一致性控制困难以及集成度不高的技术问题，本发明提出了一种集成冷却通道的燃气管路。
本发明的技术解决方案为：
一种集成冷却通道的燃气管路，其特殊之处在于：包括燃气通道、分别设置在燃气通道两端的第一法兰和第二法兰，以及设置在燃气通道侧壁上的冷却工质入口管接头和冷却工质出口管接头，其中，冷却工质入口管接头靠近第二法兰，冷却工质出口管接头靠近第一法兰；
在冷却工质入口管接头与燃气通道的连接处设置有冷却工质入口集液腔，在冷却工质出口管接头与燃气通道的连接处设置有冷却工质出口集液腔；
燃气通道侧壁中设置有沿燃气通道轴向延伸的多个冷却通道，所述冷却通道的一端通过所述冷却工质入口集液腔与冷却工质入口管接头连通，另一端通过所述冷却工质出口集液腔与冷却工质出口管接头连通；
燃气通道的外壁上还设置有若干燃气温度与压力测试接口；所述冷却通道在所述燃气温度与压力测试接口处，环向连通。
进一步地，所述冷却工质入口管接头与冷却工质入口集液腔的连通部位、所述冷却工质出口管接头与冷却工质出口集液腔的连通部位，均设置有用于过渡连接和均流的栅格结构；所述栅格结构的厚度大于等于5mm。
进一步地，所述冷却工质入口集液腔一部分位于所述冷却工质入口管接头的冷却水出口端，一部分位于所述第二法兰内；所述冷却工质出口集液腔一部分位于所述冷却工质出口管接头的冷却水入口端，一部分位于所述第一法兰内。
进一步地，所述冷却工质入口管接头的冷却水入口端截面为圆形，冷却水出口端截面为椭圆形，且椭圆形长轴沿燃气通道外壁轴向设置，从冷却水入口端到冷却水出口端的形状渐变且光滑过渡；所述冷却工质出口管接头的冷却水入口端截面为椭圆形，且椭圆形长轴沿燃气通道外壁轴向设置，冷却水出口端截面为圆形，从冷却水入口端到冷却水出口端的形状渐变且光滑过渡。
进一步地，所述冷却工质入口管接头上更靠近第二法兰处的内壁与燃气通道内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α1、所述冷却工质出口管接头上更靠近第一法兰处的内壁与燃气通道内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角均小于等于40°；
所述冷却工质入口集液腔与冷却工质出口集液腔结构相同，均为截面渐变式腔体，从法兰端向燃气通道中部划分为依次连通的大腔、中腔和小腔；所述小腔的外壁与燃气通道的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α3小于等于40°，小腔的内壁与燃气通道的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α4小于等于20°，中腔的外壁与燃气通道的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α2小于等于30°。
进一步地，所述冷却通道在所述燃气温度与压力测试接口外侧处的断面与冷却通道底面之间的夹角α6小于等于45°。
进一步地，所述冷却工质入口集液腔和冷却工质出口集液腔处的燃气通道的内壁厚度，大于所述冷却通道处的燃气通道的内壁厚度。
进一步地，所述燃气温度与压力测试接口的外周整体呈圆台结构，所述圆台结构与燃气通道内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α5小于等于45°。
进一步地，相邻两个冷却通道之间的间隙大于等于2mm。
进一步地，所述多个冷却通道沿燃气通道圆周均布。
进一步地，所述冷却工质入口集液腔和冷却工质出口集液腔均为环形腔。
进一步地，所述燃气管路通过3D打印整体成型。
与现有技术相比，本发明的优点在于：
1.本发明将冷却通道集成在燃气通道侧壁中，简化了工艺，并提高了产品的集成度；本发明采用面向3D打印工艺的结构设计，实现了冷却工质入口管接头、冷却工质入口集液腔、冷却通道等与燃气管路整体无支撑设计，该结构能够满足3D打印技术整体一次成型要求，无需传统工艺环节中的多道机架、钎焊、对接焊等工序程序，产品加工和周转周期大幅缩短，产品一致性和连接强度、刚度较好，质量控制更为有效，研制成本大幅降低。
2.本发明在管接头与集液腔的连通部位设置的栅格结构，具有三方面作用：一是起到过渡连接燃气通道外壁与集液腔的作用；二是能够避免冷却工质直接冲击集液腔内壁，对集液腔内壁具有保护作用；三是能够初步分配冷却工质流量，对冷却工质进行初步均流。
3.传统带铣槽冷却的燃气通道，集液腔位于外壁与法兰之间，法兰部分的燃气管路无法冷却；本发明兼顾法兰冷却与连接作用，将冷却工质入口集液腔和冷却工质出口集液腔的一部分深入至相应的端部法兰处，对两端的法兰进行冷却，避免了法兰局部温度过高，同时还能缩短整体结构长度。
4.本发明中冷却工质入口管接头与冷却工质出口管接头的型面采用渐扩形式，即用于与外部接口连接的一端为圆形以便于与标准接口对接，另一端为椭圆形能够有效增大与燃气通道连接处流通面积的同时有效减小该连接处对法兰空间的影响，从而充分利用燃气通道外壁与端部法兰的周向空间，实现在较小的设计空间内，完成圆形端口到椭圆端口的完整平滑过渡；由于增大了入口通道有效流通面积，能够保证冷却工质先充填满集液腔，随后均匀流向周向各冷却通道，避免了冷却工质流量在周向冷却通道内分配不均而导致部分燃气管路温度过高引起结构失效的缺陷；椭圆形端口与集液腔一体化设计，使得整体结构更加紧凑。
5.本发明中冷却工质入口管接头和冷却工质出口管接头处的特征角度α1和α1＇均小于等于40°，冷却工质入口集液腔和冷却工质出口集液腔处的特征角度α2小于等于30°，α3小于等于40°，α4小于等于20°，能够满足整体成型过程中这些结构处无需添加支撑，并且能够使得冷却工质流动更加均匀，提高冷却效果。
6.本发明中冷却工质入口集液腔与冷却通道之间，冷却工质出口集液腔与冷却通道之间采用变截面设计，保证集液腔区域的燃气通道内壁厚度相对较大，能够满足强度要求；另一方面，由于集液腔区域的燃气通道内壁厚度较大，使得流阻增大，起到了局部节流作用，能够确保冷却工质进入管路后先充满集液腔。
7.本发明集成有燃气温度与压力测试接口，无需再额外设置测试段等结构。
8.本发明沿燃气温度与压力测试接口外周，将局部的冷却通道环向打通，并使得燃气温度与压力测试接口外周整体呈现圆台结构，能够保证燃气温度与压力测试接口处工质流动顺畅，以及足够的强度。
9.本发明中燃气温度与压力测试接口外部周向为圆台结构，且圆台与燃气通道内壁的夹角α5小于等于45°，冷却通道在燃气温度与压力测试接口处的断面与冷却通道底面之间的夹角α6小于等于45°，能够满足3D打印工艺整体成型要求，避免添加支撑结构。
10.本发明燃气管路侧壁内部相邻两个冷却通道的间隙不小于2mm，无死角，能够确保3D打印后期粉末清理顺畅，无多余物。
附图说明
图1为本发明的轴测视图。
图2为本发明的剖视图。
图3为本发明中冷却工质入口管接头与冷却工质入口集液腔处的局部剖视图。
图4为本发明中冷却通道处的剖视图。
图5为本发明中冷却通道处燃气温度与压力测试接口的局部视图(去除管路外壁)。
图6为本发明中冷却通道和燃气温度与压力测试接口处局部剖视图一。
图7为本发明中冷却通道和燃气温度与压力测试接口处局部剖视图二。
附图标记说明：
1-第一法兰；2-冷却工质出口集液腔；3-冷却通道；4-冷却工质入口管接头；5-第二法兰；6-冷却工质入口集液腔；7-燃气通道；8-冷却工质出口管接头；9-燃气温度与压力测试接口；10-栅格结构。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作详细说明。
如图1-2所示，本发明所提供的集成冷却通道的燃气管路，包括燃气通道7、分别设置在燃气通道7两端的第一法兰1和第二法兰5，以及设置在燃气通道7侧壁上的冷却工质入口管接头4和冷却工质出口管接头8，其中，冷却工质入口管接头4更靠近第二法兰5，冷却工质出口管接头8更靠近第一法兰1。
冷却工质入口管接头4和冷却工质出口管接头8均采用渐扩形式，整体呈类壶嘴状；冷却工质入口管接头4的冷却水入口端截面为圆形，冷却水出口端截面为椭圆形，椭圆形长轴沿燃气通道7外壁轴向设置，从冷却水入口端到冷却水出口端的形状渐变且光滑过渡；冷却工质出口管接头8的冷却水入口端截面为椭圆形，椭圆形长轴沿燃气通道7外壁轴向设置，冷却水出口端截面为圆形，从冷却水入口端到冷却水出口端的形状渐变且光滑过渡。
在冷却工质入口管接头4与燃气通道7的连接处设置有与冷却工质入口管接头4的出口端相连通的冷却工质入口集液腔6，在冷却工质出口管接头8与燃气通道7的连接处设置有与冷却工质出口管接头8的入口端相连通的冷却工质出口集液腔2。冷却工质入口集液腔6和冷却工质出口集液腔2均为环形腔。
燃气通道7的侧壁为中空结构，该中空结构内设置有沿燃气通道7轴向延伸的多个并排、间隔设置且沿燃气通道7圆周均布的冷却通道3，冷却通道3的一端通过冷却工质入口集液腔6与冷却工质入口管接头4连通，冷却通道3的另一端通过冷却工质出口集液腔2与冷却工质出口管接头8连通。优选的，相邻两个冷却通道3之间的间隙大于等于2mm。
燃气通道7的外壁上还设置有若干燃气温度与压力测试接口9；部分冷却通道3在燃气温度与压力测试接口9处局部被截断，这些被局部截断的冷却通道之间沿燃气温度与压力测试接口9外周环向连通。
如图3所示，冷却工质入口管接头4与冷却工质入口集液腔6的连通部位、冷却工质出口管接头8与冷却工质出口集液腔2的连通部位，均设置有用于均流的、厚度大于等于5mm的栅格结构10，该栅格结构10起到过渡连接和初步分配冷却工质流量的作用。为保证强度，冷却工质入口集液腔6和冷却工质出口集液腔2处的燃气通道7的内壁厚度，大于冷却通道3处的燃气通道7的内壁厚度。
为了缩短整体结构长度，兼顾法兰冷却与连接作用，本发明在设计时，将冷却工质入口集液腔6的一部分位于所述冷却工质入口管接头4的冷却水出口端，一部分位于第二法兰5内；同样的，将冷却工质出口集液腔2一部分位于冷却工质出口管接头8的冷却水入口端，一部分位于第一法兰1内。
如图3所示，冷却工质入口管接头4上更靠近第二法兰5处的内壁与燃气通道7内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α1小于等于40°，同样的，冷却工质出口管接头8上更靠近第一法兰1处的内壁与燃气通道7内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α1＇小于等于40°(图中未示出，这里仅以夹角α1为例在图中示出)；冷却工质入口集液腔6与冷却工质出口集液腔2结构相同，均为截面渐变式腔体，从法兰端向燃气通道7中部划分为依次连通的大腔、中腔和小腔；小腔的外壁与燃气通道7的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α3小于等于40°，小腔的内壁与燃气通道7的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α4小于等于20°，中腔的外壁与燃气通道7的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α2小于等于30°。
如图4-7所示，冷却通道3在燃气温度与压力测试接口9外侧处的断面与冷却通道3底面之间的夹角α6小于等于45°；在燃气温度与压力测试接口9的外周向处的局部冷却通道3环向打通，并且燃气温度与压力测试接口9的外周整体呈圆台结构，且该圆台结构与燃气通道7内壁之间的夹角α5小于等于45°。
上述结构的燃气管路可通过3D打印整体成型。

Claims (12)

1.一种集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：包括燃气通道(7)、分别设置在燃气通道(7)两端的第一法兰(1)和第二法兰(5)，以及设置在燃气通道(7)侧壁上的冷却工质入口管接头(4)和冷却工质出口管接头(8)，其中，冷却工质入口管接头(4)靠近第二法兰(5)，冷却工质出口管接头(8)靠近第一法兰(1)；
在冷却工质入口管接头(4)与燃气通道(7)的连接处设置有冷却工质入口集液腔(6)，在冷却工质出口管接头(8)与燃气通道(7)的连接处设置有冷却工质出口集液腔(2)；
燃气通道(7)侧壁中设置有沿燃气通道(7)轴向延伸的多个冷却通道(3)，所述冷却通道(3)的一端通过所述冷却工质入口集液腔(6)与冷却工质入口管接头(4)连通，另一端通过所述冷却工质出口集液腔(2)与冷却工质出口管接头(8)连通；
燃气通道(7)的外壁上还设置有若干燃气温度与压力测试接口(9)；所述冷却通道(3)在所述燃气温度与压力测试接口(9)处，环向连通。
2.根据权利要求1所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述冷却工质入口管接头(4)与冷却工质入口集液腔(6)的连通部位、所述冷却工质出口管接头(8)与冷却工质出口集液腔(2)的连通部位，均设置有用于过渡连接和均流的栅格结构(10)；所述栅格结构(10)的厚度大于等于5mm。
3.根据权利要求2所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述冷却工质入口集液腔(6)一部分位于所述冷却工质入口管接头(4)的冷却水出口端，一部分位于所述第二法兰(5)内；所述冷却工质出口集液腔(2)一部分位于所述冷却工质出口管接头(8)的冷却水入口端，一部分位于所述第一法兰(1)内。
4.根据权利要求3所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：
所述冷却工质入口管接头(4)的冷却水入口端截面为圆形，冷却水出口端截面为椭圆形，且椭圆形长轴沿燃气通道(7)外壁轴向设置，从冷却水入口端到冷却水出口端的形状渐变且光滑过渡；所述冷却工质出口管接头(8)的冷却水入口端截面为椭圆形，且椭圆形长轴沿燃气通道(7)外壁轴向设置，冷却水出口端截面为圆形，从冷却水入口端到冷却水出口端的形状渐变且光滑过渡。
5.根据权利要求4所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述冷却工质入口管接头(4)上靠近第二法兰(5)处的内壁与燃气通道(7)内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α1、所述冷却工质出口管接头(8)上靠近第一法兰(1)处的内壁与燃气通道(7)内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角均小于等于40°；
所述冷却工质入口集液腔(6)与冷却工质出口集液腔(2)结构相同，均为截面渐变式腔体，从法兰端向燃气通道(7)中部划分为依次连通的大腔、中腔和小腔；小腔的外壁与燃气通道(7)的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α3小于等于40°，小腔的内壁与燃气通道(7)的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α4小于等于20°，中腔的外壁与燃气通道(7)的内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α2小于等于30°。
6.根据权利要求5所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述冷却通道(3)在所述燃气温度与压力测试接口(9)外侧处的断面与冷却通道(3)底面之间的夹角α6小于等于45°。
7.根据权利要求6所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述冷却工质入口集液腔(6)和冷却工质出口集液腔(2)处的燃气通道(7)的内壁厚度，大于所述冷却通道(3)处的燃气通道(7)的内壁厚度。
8.根据权利要求7所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述燃气温度与压力测试接口(9)的外周整体呈圆台结构，所述圆台结构外壁与燃气通道(7)内壁沿两者共同轴向截面之间的夹角α5小于等于45°。
9.根据权利要求8所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：相邻两个冷却通道(3)之间的间隙大于等于2mm。
10.根据权利要求9所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述多个冷却通道(3)沿燃气通道(7)圆周均布。
11.根据权利要求10所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述冷却工质入口集液腔(6)和冷却工质出口集液腔(2)均为环形腔。
12.根据权利要求1-11任一所述的集成冷却通道的燃气管路，其特征在于：所述燃气管路通过3D打印整体成型。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113530718A (zh) * 2021-08-31 2021-10-22 西安航天动力研究所 一种火箭发动机推力室热试用身部模块
WO2023034291A3 (en) * 2021-08-30 2023-04-27 Agile Space Industries, Inc. Systems and methods for design, manufacture, and test of space thruster propulsion systems
CN116045308A (zh) * 2023-01-10 2023-05-02 西北工业大学 一种基于耐高温复合材料的轻质主被动复合冷却燃烧室

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4909032A (en) * 1987-03-26 1990-03-20 Astronautical Science Combustor of high pressure burner for rocket engine and method of fabrication thereof
JPH06167246A (ja) * 1991-04-27 1994-06-14 Natl Aerospace Lab ガス発生装置
CN105317586A (zh) * 2014-07-21 2016-02-10 北京航天动力研究所 一种大流量单进口环形集液腔均流装置
CN106640424A (zh) * 2016-10-26 2017-05-10 湖北航天技术研究院总体设计所 一种液体火箭发动机燃烧室
CN109827191A (zh) * 2019-01-17 2019-05-31 上海空间推进研究所 一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构
CN110578619A (zh) * 2019-09-29 2019-12-17 上海空间推进研究所 液体火箭发动机再生冷却身部及其槽道结构
CN211058921U (zh) * 2019-10-29 2020-07-21 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种再生冷却结构

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4909032A (en) * 1987-03-26 1990-03-20 Astronautical Science Combustor of high pressure burner for rocket engine and method of fabrication thereof
JPH06167246A (ja) * 1991-04-27 1994-06-14 Natl Aerospace Lab ガス発生装置
CN105317586A (zh) * 2014-07-21 2016-02-10 北京航天动力研究所 一种大流量单进口环形集液腔均流装置
CN106640424A (zh) * 2016-10-26 2017-05-10 湖北航天技术研究院总体设计所 一种液体火箭发动机燃烧室
CN109827191A (zh) * 2019-01-17 2019-05-31 上海空间推进研究所 一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构
CN110578619A (zh) * 2019-09-29 2019-12-17 上海空间推进研究所 液体火箭发动机再生冷却身部及其槽道结构
CN211058921U (zh) * 2019-10-29 2020-07-21 北京星际荣耀空间科技有限公司 一种再生冷却结构

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2023034291A3 (en) * 2021-08-30 2023-04-27 Agile Space Industries, Inc. Systems and methods for design, manufacture, and test of space thruster propulsion systems
CN113530718A (zh) * 2021-08-31 2021-10-22 西安航天动力研究所 一种火箭发动机推力室热试用身部模块
CN116045308A (zh) * 2023-01-10 2023-05-02 西北工业大学 一种基于耐高温复合材料的轻质主被动复合冷却燃烧室

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