CN112746912A - 可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；冷却装置包括冷却壁，冷却壁的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，径向排布均匀，间距相等，相互独立；两端均分别连通至冷却壁两个端面上的三个入口和三个出口；配套油路、气路、信号传输装置包括均与传感执行及电控单元相连的稳压油轨、过滤器、液气分离器和储气装置。本发明中的三级螺旋式内嵌流管的设计适应于火箭冷却设备一次性利用的需要，可以有效增加冷却设备的工作时间，延缓冷却装置的整体失效。本装置安全可靠，与目前的加工技术发展方向相互匹配。

Description

可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置

技术领域

本发明涉及航天发射防隔热装置的技术领域，涉及一种采用三级螺旋式内嵌流管进行冷却的用于液体火箭发动机的主动冷却装置，尤其涉及一种用于液体火箭发动机，自带液气分离装置且采用三级螺旋式内嵌流管进行冷却的主动冷却装置。

背景技术

火箭、航天飞机等航天飞行器在点火时的瞬时温度将达到3000～4000K，随流场情况、使用燃料种类、具体化学反应情形的不同，局部温度可能更高。火焰和燃气流所具有的温度已远远超过大多数常见金属和合金的熔化温度，会造成燃烧室装置和冷却装置快速失效。因此，有效的冷却方案，对于延缓航天发动机的失效，保证其有效工作时间具有极其重要的意义。

在航天发动机的整体结构中，喷管(Nozzle)通过喉管(Throat)与燃烧室(Combustion Chamber)直接连接；从燃烧室排出的灼热气体并不能直接推动飞行器，而需要在喷管前部的渐缩管中不断加速，再进入渐扩形的喷管中，最终速度可达到3500m/s以上，达到数倍音速，起到反冲的效果。喷管相对于喉管、燃烧室、渐缩管等装置，在竖直方向的尺寸都要更长，同时，喷管整体承受着3000K以上的高温；在高压、高速燃气喷出喷管后，部分研究发现了火焰回流现象，喷管末端和外端面同时也会一定程度上受到高温燃气影响。鉴于喷管很大程度上保障了火箭等航天飞行器推进过程中的动力性，其失效时间与火箭发射稳定性和最终成败息息相关。相关冷却设备的设计，需要综合考虑到喷管、燃烧室及其连接处的渐缩管和喉管。

目前，对于火箭发动机的冷却方案主要分为被动冷却和主动冷却两种，其中液体火箭常常选用主动冷却的冷却方式；而对于液体火箭此类高超声速飞行器，再生主动冷却技术被认为是一项具有前景的冷却方案，燃料在进入燃烧室之前，首先作为冷却剂对发动机进行冷却，在此过程中液体燃料发生了一定程度的热裂解，大分子物质裂解为小分子物质；之后未裂解的燃料及燃料的裂解产物进入燃烧室内燃烧。诸多实验研究均证明，再生主动冷却充分结合了燃料的物理热沉和化学热沉，保证了冷却效果，同时，具有优化燃烧的作用。

但是，再生主动冷却技术的冷却性能具有两项不可忽略的重要因素：其一，需要保证燃料作为冷却剂的作用时间，充分利用燃料的物理热沉和化学热沉；其二，在充分反应的前提下，燃料将大量气化，而冷却管道中的气化将给冷却系统带来极大的安全隐患。此外，还需要注意冷却的均匀性，以免出现超过承受限度的热应力影响。目前常用的两种冷却管道的加工方式包括铣槽式和焊接管束式，其中铣槽式冷却管道并不利于保证冷却剂的作用时间，同时对整体强度影响较大，无法保证冷却的均匀性；焊接管束式对于加工工艺要求极高，随着喷管横截面积的变化，需要加工出变直径管道，同时薄壁结构也无法经受主动冷却的冷却剂高压，对于相变压力变化的承受能力更弱。

目前，再生主动冷却技术在超燃冲压发动机上已有部分应用，但整体仍处于传热、反应动力学等领域的基础研究阶段，目前未报告有相关专利，在相关设备上的应用报告也较为有限。同时，在火箭上应用该项技术的研究也相当有限。如上文所述，如果需要在火箭发动机上进一步引入再生主动冷却技术，需要在保证冷却均匀性和整体强度的同时，设计出能保证冷却作用时间、承压性强，适用于火箭发动机失效时间短的情况的新型冷却设备，同时需要引入气液分离设备。

发明内容

针对上述现有技术，本发明提出一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括采用三级螺旋式内嵌流管进行冷却的主动冷却装置及其配套的传感执行及电控单元、油轨、储气装置和液气分离装置。它能够实现对液体火箭燃烧室下部空间、渐缩管、喉管、喷管等位置充分、有效、均匀的冷却，保证冷却时间和冷却效果，充分利用主动冷却冷却剂，即自身机载液态燃料的物理热沉和化学热沉，同时实现液气分离，并在结构层面抑制液态燃料气化造成的压力波动对冷却管路的影响。三级螺旋式内嵌流管的设计适应于火箭冷却设备一次性利用的需要，可以有效增加冷却设备的工作时间，延缓冷却装置的整体失效。本装置安全可靠，与目前的加工技术发展方向相互匹配。

为了解决上述技术问题，本发明提出的一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；

所述冷却装置包括冷却壁，所述冷却壁由一回转空心体构成；所述冷却壁的腔体中沿轴向依次为火箭发动机燃烧室，火箭发动机渐缩管和喉管和火箭发动机喷管；所述冷却壁的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；所述三级螺旋冷却流管分别为内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管；所述三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，单节轴向的距离相等，所述三级螺旋冷却流管径向排布均匀，所述内层螺旋冷却流管与中层螺旋冷却流管之间间距和所述中层螺旋冷却流管与外层螺旋冷却流管之间间距相等；所述外层螺旋冷却流管与冷却壁的外侧面的距离按照设计的整体强度来确定；在所述冷却壁几何尺度及整体强度允许的范围内，所述三级螺旋冷却流管之间的间距保持最大值；所述内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管的两端均分别连通至冷却壁两个端面上的三个入口和三个出口；

所述配套油路、气路、信号传输装置包括稳压油轨、过滤器、液气分离器、储气装置和传感执行及电控单元；所述过滤器的上游与液体火箭的油料储备装置相连，所述过滤器的下游连接至所述稳压油轨，所述稳压油轨设有油轨压力传感器，所述稳压油轨的上游通过油轨限压阀连接至所述的液体火箭的油料储备装置，所述稳压油轨的下游通过三条相互独立的油路A分别与三个分流器的上游相连，每条油路A上均设有一个阻断阀，所述分流器内设有温度和压力传感器，三个分流器的下游通过三条相互独立的油路B分别与冷却装置的三个入口相连，每条油路B上均设有分流器燃料泵和压力传感器；所述冷却装置的三个出口连接至所述液气分离器的进口，所述液气分离器的出气口连接至所述储气装置，所述液气分离器的出液口通过管路C连接至所述稳压油轨，所述管路C上设有燃料泵和燃料压力传感器，所述燃料泵和所述分流器燃料泵的泵油过程相互独立；所述过滤器、油轨压力传感器、温度和压力传感器、分流器燃料泵、压力传感器、燃料压力传感器、燃料泵均与所述的传感执行及电控单元相连。

进一步讲，本发明所述的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，其中：

在所述冷却壁的位于所述火箭发动机喷管一侧的端面上沿同一径向线设有三个第一轴向孔，三个第一轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管贯通，三个第一轴向孔即为冷却装置的三个入口；在所述冷却壁的位于所述火箭发动机燃烧室一侧的端面上沿同一径向线设有三个第二轴向孔，三个第二轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管贯通，三个第二轴向孔即为冷却装置的三个出口。

所述过滤器自带燃料泵和阻断阀。

所述液气分离器为重力液气分离设备。

所述储气装置自带泵气装置、抽吸装置和保护气装置。

与现有技术相比，本发明的有益效果是：

本发明所设计的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，可通过三级螺旋式内嵌流管的设计有效保证冷却剂的工作时间，同时保证冷却的均匀性；并通过配套设备中液气分离装置的设计，可有效分离机载燃料经由主动冷却过程后生成的气相热解产物与液相的热解产物(及未热解燃料)，以限制、优化燃料通路中的压力变动，避免因为燃料气化以及气相热解产物的生成在燃料通路内造成过大的压力波动，进而造成设备失效；通过油轨、分流器及其附属装置的设计，可有效保证三级内嵌冷却流管冷却效果稳定且均匀；整体油路、气路、信息传输及其附属装置的设计可保证关键位置、关键管路的压力、温度监测，保证了系统整体工作的稳定性和安全性；考虑到液体火箭整体冷却设备一次性工作的特点，在油轨和分流器之间设计了阻断阀，和冷却装置各级冷却管路的相对独立性相结合，可有效保证在内层冷却管路失效后不影响外层冷却管路的工作，进而延长了冷却装置整体的有效工作时间；设计了带有泵气装置、抽吸装置和保护气装置的储气设备，可有效分离或利用主动冷却过程中燃料的气相热解产物；本发明整体由电控单元控制，智能性高，整体易于维修维护，机械设计不影响整机拆装，加工工艺为目前航天工业领域加工技术的主要发展方向之一。

附图说明

图1是本发明的主动冷却装置整体结构主视剖示意图；

图2是图1所示的主动冷却装置整体结构侧视剖示意图；

图3是图1所示的主动冷却装置整体结构的立体图；

图4是本发明的主动冷却装置配套油路、气路、信号传输示意图。

图中：

1-冷却壁 2-火箭发动机燃烧室 3-火箭发动机渐缩管和喉管

4-火箭发动机喷管 5-外层螺旋冷却流管 6-内层螺旋冷却流管入口

7-中层螺旋冷却流管入口 8-外层螺旋冷却流管入口 9-内层螺旋冷却流管

10-中层螺旋冷却流管 11-外层螺旋冷却流管出口 12-中层螺旋冷却流管出口

13-内层螺旋冷却流管出口 14-稳压油轨 15-过滤器

16-阻断阀 17-油轨压力传感器 18-温度和压力传感器

19-分流器 20-分流器燃料泵 21-传感执行及电控单元

25-燃料压力传感器 26-燃料泵 27-液气分离器

28-储气装置 29-油轨限压阀。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明做进一步的说明，但下述实施例绝非对本发明有任何限制。

本发明提出的一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置的核心是三级螺旋式内嵌流管的设计。该主动冷却装置包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置。

如图1、图2和图3所示，本发明中的所述冷却装置包括冷却壁1，所述冷却壁1由一回转空心体构成；所述冷却壁1的腔体中沿轴向依次为火箭发动机燃烧室2，火箭发动机渐缩管和喉管3和火箭发动机喷管4；所述冷却壁1的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管。所述三级螺旋冷却流管分别为内层螺旋冷却流管9、中层螺旋冷却流管10和外层螺旋冷却流管5；所述三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，单节轴向的距离(即螺距)相等，所述三级螺旋冷却流管径向排布均匀，所述内层螺旋冷却流管9与中层螺旋冷却流管10之间间距和所述中层螺旋冷却流管10与外层螺旋冷却流管5之间间距相等。

所述外层螺旋冷却流管5与冷却壁1的外侧面的距离按照设计的整体强度来确定；在所述冷却壁1几何尺度及整体强度允许的范围内，所述三级螺旋冷却流管之间的间距保持最大值；所述内层螺旋冷却流管9、中层螺旋冷却流管10和外层螺旋冷却流管5的两端均分别连通至冷却壁1两个端面上的三个入口和三个出口；即，在所述冷却壁1的位于所述火箭发动机喷管4一侧的端面上沿同一径向线设有三个第一轴向孔，三个第一轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管9、中层螺旋冷却流管10和外层螺旋冷却流管5贯通，三个第一轴向孔即为冷却装置的三个入口；在所述冷却壁1的位于所述火箭发动机燃烧室2一侧的端面上沿同一径向线设有三个第二轴向孔，三个第二轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管9、中层螺旋冷却流管10和外层螺旋冷却流管5贯通，三个第二轴向孔即为冷却装置的三个出口。

如图4所示，本发明中的配套油路、气路、信号传输装置包括稳压油轨14、过滤器15、液气分离器27、储气装置28和传感执行及电控单元21。

所述过滤器15的上游与液体火箭的油料储备装置相连，所述过滤器15的下游连接至所述稳压油轨14，所述稳压油轨14设有油轨压力传感器17，所述稳压油轨14的上游通过油轨限压阀29连接至所述的液体火箭的油料储备装置，所述稳压油轨14的下游通过三条相互独立的油路A分别与三个分流器19的上游相连，每条油路A上均设有一个阻断阀16，所述分流器19内设有温度和压力传感器18。

三个分流器19的下游通过三条相互独立的油路B分别与冷却装置的三个入口相连，每条油路B上均设有分流器燃料泵20和压力传感器。所述冷却装置的三个出口连接至所述液气分离器27的进口，所述液气分离器27的出气口连接至所述储气装置28，所述液气分离器27的出液口通过管路C连接至所述稳压油轨14，所述管路C上设有燃料泵26和燃料压力传感器25，所述燃料泵26和所述分流器燃料泵20的泵油过程相互独立。所述过滤器15、油轨压力传感器17、温度和压力传感器18、分流器燃料泵20、压力传感器、燃料压力传感器25、燃料泵26均与所述的传感执行及电控单元21相连。

本发明中，所述过滤器15自带燃料泵和阻断阀，所述液气分离装置27为重力液气分离设备，所述储气装置28自带泵气装置、抽吸装置和保护气装置，可有效抽离液气分离器中的气相物质，同时其布置和压力将确保液相物质不会进入气路。

实施例1：

如图1、图2和图3所示，本发明中，用于传输冷却剂(在主动冷却中冷却剂即自载燃料)的内嵌式的冷却流管一共有三组(即内层螺旋冷却流管9、中层螺旋冷却流管10和外层螺旋冷却流管5)；每组内嵌流管是一个螺距不大，螺旋节数为14～16的内嵌螺旋冷却流管；每个内嵌螺旋冷却流管的冷却剂入口和出口分别设置在冷却壁1位于火箭发动机喷管2末端一侧的端面和火箭发动机燃烧室2末端一侧的端面，入口和出口的形成均为从外端面直接竖直方向减材加工出、并均为与各自对应地内嵌螺旋冷却流管相贯的内嵌式直管；冷却剂沿着内嵌螺旋冷却流管在竖直方向从火箭发动机喷管末端一侧传输到燃烧室的末端一侧，与温度梯度方向相反，可有利于保证冷却效果；每组内嵌螺旋流管的螺距较小，同节螺旋管的竖直高度差不大，有利于保证冷却的均匀性。如图1所示，三组内嵌螺旋流管之间相隔距离均匀，流管之间不存在交叉、相贯、相交；因此，每个内嵌流管的冷却流程相对独立，当在内周的内嵌螺旋流管失效后，不影响相对外周的内嵌螺旋流管的冷却流程；在空间布置上尽量保证流管间的空间间距，以限制流管温度的相互间的耦合影响。

本发明中，配套设备的核心是传感执行及电控单元和液气分离器的设计。所述传感执行及电控单元分为传感部分和执行部分，传感部分可用于检测稳压油轨14内的压力、三组分流器19内燃料温度和燃料压力、分流器流出后三级螺旋冷却流管入流压力、液气分离后回流入油轨的燃料压力；执行部分可用于控制稳压油轨14与分流器19之间的油路通断、控制分流器流出后三级螺旋冷却流管燃料泵入压力、液气分离后回流入稳压油轨14的燃料泵入压力和油料储备与油轨间的油路通断、燃料泵入压力。对于整个燃料通路中的数据捕捉全面，控制完备。液气分离器为一个目前较为成熟的重力液气分离设备，在重力影响下，液相物质沿重力方向下流，而气相物质停留在液气分离器27中，经由储气装置28配套的抽吸装置抽吸进入储气装置28；该液气分离器可有效分离机载燃料经由主动冷却过程后生成的气相热解产物与液相的热解产物(及未热解燃料)，可限制、优化燃料通路中的压力变动，避免因为燃料气化以及气相热解产物的生成造成燃料通路内压力波动过大，进而造成设备失效；进入储气装置28的气相物质可以进一步利用，如泵入燃烧室内作为气相燃料或引燃剂、增压气体，若直接排入大气散失。

所述稳压油轨14起稳压作用，保证进入所述分流器19的燃料压力稳定、相近，进而保证冷却的稳定性和均匀性；所述稳压油轨14连接有一个油轨限压阀29，用于控制油轨内压，当压力超过限度时油料将回流入油料储备。

所述稳压油轨14和油料储备间连接有一个带燃料泵的过滤器15，可有效滤清燃料中的杂质，并保证燃料进入稳压油轨14的泵油压力，过滤器15所带燃料泵的压力由传感执行及电控单元控制。

本发明中，所述分流器19有三组，其内压和内部燃料温度由相应的传感器监测，燃料流出此设备后将进入所述的内嵌螺旋流管入口，进而作为工质完成冷却过程。燃料流出压力与流速有关，此压力由三组分流器燃料泵20控制，该燃料泵压力由传感执行及电控单元21控制。传感执行及电控单元21通过控制分流器燃料泵20，进而控制燃料整体流速，从而保证燃料冷却时间，以此确保冷却效果；三组分流器19结构、形貌一致，以保证控制的均匀性，进而保证冷却的稳定性和均匀性。

所述分流器19和稳压油轨14间设有三组阻断阀16，当所对应地内嵌螺旋流管失效后传感执行及电控单元21控制相应的阻断阀锁闭以关闭此油路，以避免燃料外泄，避免影响其他冷却流管。结合三级内嵌冷却流管的设计，可在内层冷却流管失效后阻断流管，不影响其他层级冷却流管的正常工作，以延长整体的有效工作时间。

本发明中的所述分流器19、分流器至冷却装置燃料管路、液气分离器流出管路均设有压力传感器，以保证管路的各个分支部分燃料压力可知，保证整体设备的稳定性和安全性。所述液气分离器的液相燃料流出压力由一个燃料泵保证，该燃料泵压力由传感执行及电控单元21控制。

燃料加压后分别经由内层螺旋冷却流管9的入口6、中层螺旋冷却流管10的入口7和外层螺旋冷却流管5的入口8进入冷却装置，其燃料压力分别由内层螺旋冷却流管压力传感器22、中层螺旋冷却流管压力传感器24和外层螺旋冷却流管压力传感器23监测；在冷却装置中三条相互独立的油路不相互岔流，分别独立地从内层螺旋冷却流管9的出口13、中层螺旋冷却流管10的出口12和外层螺旋冷却流管5的出口11流出，如图1和图4所示。

经冷却过程后燃料进入液气分离器27，液气分离器27的内部空间足够大，其强度可经受较大的压力波动；液气分离器27中的液相物质，包括未热解燃料和液相热解产物在经由液气分离器外流燃料泵26加压后进入稳压油轨14，其压力由液气分离器外流燃料压力传感器25监测；液气分离器27中的气相物质，即气相热解产物经储气装置28充填保护气、泵气、抽吸处理后进入储气装置28。传感执行及电控单元21是整个系统的信息中枢和控制中枢，承接油轨压力传感器17、分流器燃料温度和压力传感器18、内层螺旋冷却流管压力传感器22、中层螺旋冷却流管压力传感器24、外层螺旋冷却流管压力传感器23、液气分离器外流燃料压力传感器25及燃烧室对应传感器等的信号，负责控制带燃料泵和阻断阀的过滤器15的开闭和泵油压力、阻断阀16的开闭、分流器燃料泵20的泵油压力、液气分离器外流燃料泵26的泵油压力和储气装置28的工作。

实施例2：

利用本发明装置针对液体火箭主动冷却的工作过程如下：

针对火箭工作时间短，一次性工作，工作环境恶劣极端的特点，在火箭发射之前，该冷却装置就已经开始工作。在安全检测过后，带燃料泵和阻断阀的过滤器15打开阻断阀，分流器后的阻断阀16打开，传感执行及电控单元21开始工作，各传感器油轨压力传感器17、分流器燃料温度和压力传感器18、内层螺旋冷却流管压力传感器22、中层螺旋冷却流管压力传感器24、外层螺旋冷却流管压力传感器23、液气分离器外流燃料压力传感器25及燃烧室对应传感器等、带燃料泵和阻断阀的过滤器15、分流器燃料泵20、液气分离器外流燃料泵26、储气装置28、液气分离器27进入工作状态。

首先，根据所需冷却位置，包括冷却壁1、火箭发动机燃烧室2、火箭发动机渐缩管和喉管3和火箭发动机喷管4的温度，由传感执行及电控单元21确定稳压油轨14内压，调整带燃料泵和阻断阀的过滤器15的泵油压力，将燃料从油料储备装置中泵入稳压油轨14，如超出油压承受限度，油轨限压阀29将工作使燃料回流回油料储备装置；综合分流器燃料温度和压力传感器18测得的分流器19内部压力和温度、油轨压力传感器17测得的油轨压力，结合冷却需要，传感执行及电控单元21控制稳压油轨14自带的燃料泵将所需压力、喷油量的燃料喷入三组分流器19；如实际工作过程中出现分流器中19油温过高，传感执行及电控单元21将综合控制阻断阀16和分流器燃料泵20终止供油或减少供油量，限制分流器中油料外流，静置降温；综合冷却需要燃料流量和流速以及内层螺旋冷却流管压力传感器22、中层螺旋冷却流管压力传感器24、外层螺旋冷却流管压力传感器23测得的油路压力，传感执行及电控单元21将驱动三组分流器燃料泵20，调整油路油压和流速，将燃料分别独立地通过内层螺旋冷却流管入口6、中层螺旋冷却流管入口7和外层螺旋冷却流管入口8泵入主动冷却装置，经由三级螺旋冷却流管对所需冷却机构进行充分冷却，随后分别独立地经由内层螺旋冷却流管出口13、中层螺旋冷却流管出口12和外层螺旋冷却流管出口11流出，进入液气分离器27中；带泵气装置、抽吸装置和保护气装置的储气装置28将在传感执行及电控单元21的控制下持续对液气分离器27中的气相物质进行充填保护气、泵气、抽吸处理，进入储气装置28的气相物质可按照火箭设计，参照燃烧室传感器的相关信号，在传感执行及电控单元21的控制下，进一步喷入火箭发动机燃烧室2作为引燃剂、增压气或者助燃剂，或直接排入大气；传感执行及电控单元21将参照油轨压力传感器17测得的油轨压力、液气分离器外流燃料压力传感器25测得的管路压力、储气装置28负荷、液气分离器27内的液压和气压，综合冷却要求，控制液气分离器外流燃料泵26的泵油压力将液气分离器27中的液相物质泵入稳压油轨14，此过程稳压油轨14产生的压力波动由油轨压力传感器17监测，通过传感执行及电控单元21综合控制阻断阀16、带燃料泵和阻断阀的过滤器15、液气分离器外流燃料泵26，结合油轨限压阀29进行调整。

在火箭发动机燃烧室2、火箭发动机渐缩管和喉管3和火箭发动机喷管4内部高温的影响下，内层螺旋冷却流管入口6、内层螺旋冷却流管9和内层螺旋冷却流管出口13会很快失效，一旦内层螺旋冷却流管压力传感器22检测到对应的压力波动，传感执行及电控单元21将立即关闭内层螺旋冷却流管9对应的阻断阀16和分流器燃料泵20，分流器燃料泵20可给反向压力防止燃料进入冷却装置；中层和外层继续独立工作。当中层和外层失效时，操作流程一致。

综上，本发明可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，主要通过三级螺旋式内嵌流管的设计有效保证冷却剂的工作时间；并通过配套设备中液气分离装置的设计，可有效限制燃料通路中的压力变动，避免因为燃料气化以及气相热解产物的生成造成燃料通路内压力波动过大，进而造成设备失效；通过油轨、分流器及其附属装置的设计，结合三级螺旋式内嵌流管的结构设计，可有效保证冷却效果稳定且均匀；整体油路、气路、信息传输及其附属装置的设计可保证关键位置、关键管路的压力、温度监测，保证了系统整体工作的稳定性和安全性；考虑到液体火箭整体冷却设备一次性工作的特点，在油轨和分流器之间设计了阻断阀等装置，和冷却装置各级冷却管路的相对独立性相结合，可有效保证在内层冷却管路失效后不影响外层冷却管路的工作，进而延长了冷却装置整体的有效工作时间；设计了带有泵气装置、抽吸装置和保护气装置的储气设备，可有效分离或利用主动冷却过程中燃料的气相热解产物；可整体实现智能化、多点监测、可靠性高、有安全保证、效果均匀、时间持久的液体火箭的主动冷却过程，并实现主动冷却过程中的液气分离。

尽管上面结合附图对本发明进行了描述，但是本发明并不局限于上述的具体实施方式，本领域的技术人员和科研人员结合具体冷却要求、设备机械设计和后处理要求，在不脱离本发明宗旨的情况下做出的诸多变形，这些均在本发明的保护之内。

Claims (5)

1.一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；

所述冷却装置包括冷却壁(1)，所述冷却壁(1)由一回转空心体构成；

所述冷却壁(1)的腔体中沿轴向依次为火箭发动机燃烧室(2)，火箭发动机渐缩管和喉管(3)和火箭发动机喷管(4)；所述冷却壁(1)的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；

所述三级螺旋冷却流管分别为内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)；所述三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，所述三级螺旋冷却流管径向排布均匀，所述内层螺旋冷却流管(9)与中层螺旋冷却流管(10)之间间距和所述中层螺旋冷却流管(10)与外层螺旋冷却流管(5)之间间距相等；

所述外层螺旋冷却流管(5)与冷却壁(1)外侧面的距离按照设计的整体强度来确定；在所述冷却壁(1)几何尺度及整体强度允许的范围内，所述三级螺旋冷却流管之间的间距保持最大值；所述内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)的两端均分别连通至冷却壁(1)两个端面上的三个入口和三个出口；

所述配套油路、气路、信号传输装置包括稳压油轨(14)、过滤器(15)、液气分离器(27)、储气装置(28)和传感执行及电控单元(21)；所述过滤器(15)的上游与液体火箭的油料储备装置相连，所述过滤器(15)的下游连接至所述稳压油轨(14)，所述稳压油轨(14)设有油轨压力传感器(17)，所述稳压油轨(14)的上游通过油轨限压阀(29)连接至所述的液体火箭的油料储备装置，所述稳压油轨(14)的下游通过三条相互独立的油路A分别与三个分流器(19)的上游相连，每条油路A上均设有一个阻断阀(16)，所述分流器(19)内设有温度和压力传感器(18)，三个分流器(19)的下游通过三条相互独立的油路B分别与冷却装置的三个入口相连，每条油路B上均设有分流器燃料泵(20)和压力传感器；

所述冷却装置的三个出口连接至所述液气分离器(27)的进口，所述液气分离器(27)的出气口连接至所述储气装置(28)，所述液气分离器(27)的出液口通过管路C连接至所述稳压油轨(14)，所述管路C上设有燃料泵(26)和燃料压力传感器(25)；

所述过滤器(15)、油轨压力传感器(17)、温度和压力传感器(18)、分流器燃料泵(20)、压力传感器、燃料压力传感器(25)、燃料泵(26)均与所述的传感执行及电控单元(21)相连。

2.根据权利要求1所述的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，其特征在于，在所述冷却壁(1)的位于所述火箭发动机喷管(4)一侧的端面上沿同一径向线设有三个第一轴向孔，三个第一轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)贯通，三个第一轴向孔即为冷却装置的三个入口；

在所述冷却壁(1)的位于所述火箭发动机燃烧室(2)一侧的端面上沿同一径向线设有三个第二轴向孔，三个第二轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)贯通，三个第二轴向孔即为冷却装置的三个出口。

3.根据权利要求1所述的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，其特征在于，所述过滤器(15)自带燃料泵和阻断阀。

4.根据权利要求1所述的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，其特征在于，所述液气分离器(27)为重力液气分离设备。

5.根据权利要求1所述的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，其特征在于，所述储气装置(28)自带泵气装置、抽吸装置和保护气装置。

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