CN113153576A - 液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构 - Google Patents

Abstract

本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体和点阵结构层；推力室本体包括燃烧室和喷管；点阵结构层紧贴推力室本体，并包覆于推力室本体的外壁上。本发明的点阵结构层增大了推力室本体外壁的辐射换热面积，提升了外壁辐射能力，有助于降低推力室身部温度，提升产品工作可靠性；同时，点阵结构层增加了推力室本体的刚度与强度。

Description

液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构

分案申请的相关信息

本案是分案申请。该分案的母案是申请日2020年3月13日、申请号为2020101773464、发明名称为“液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构”的发明专利申请案。

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构。

背景技术

液体发动机的辐射冷却，是指燃气以对流和辐射的方式将热量传递给燃烧室内壁，然后以热传导方式传递至燃烧室外壁，最后通过电磁波形式辐射至外部空间，最终建立热平衡，热流及壁温达到平衡稳定状态，提高液体发动机推力室的身部辐射散热能力有助于提高热流、降低壁温，提高发动机工作可靠性。

单壁辐射冷却身部是液体火箭发动机推力室常见的一种结构形式，多用于小推力空间发动机上。由于推力室的散热面积有限，不利于对流动的推力剂进行及时散热，将导致热量堆积，影响发动机的工作性能。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的推力室的辐射冷却散热效果不佳的缺陷，从而提供一种高效散热的辐射冷却推力室身部结构。

为了解决上述技术问题，本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，包括：

推力室本体，包括燃烧室和喷管；

点阵结构层，紧贴所述推力室本体并包覆于所述推力室本体的外壁上。

作为优选方案，所述推力室本体的外壁为单层结构。

作为优选方案，所述燃烧室和所述喷管为一体成型结构。

作为优选方案，所述推力室本体的外壁上设有对接结构。

作为优选方案，所述对接结构为环形结构。

作为优选方案，所述对接结构设于所述燃烧室的前口处，所述对接结构的前端面与所述燃烧室的前口端面平齐。

作为优选方案，所述点阵结构层具有第一端面与第二端面，所述第一端面与所述燃烧室的前口处平齐，所述第二端面与所述喷管的尾口端面平齐。

作为优选方案，所述点阵结构层为一体成型结构。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，点阵结构层贴推力室本体并包覆于所述推力室本体的外壁上，增大了所述推力室本体外壁的辐射换热面积，提升了外壁辐射能力，有助于降低推力室身部温度，提升产品工作可靠性；同时，所述点阵结构层增加了推力室本体的刚度与强度。

2.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，推力室本体的外壁为单层结构，增加其外壁的导热性能。

3.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，燃烧室和所述喷管为一体成型结构，保证了发动机的推力性能，满足发动机工作气密性要求。

4.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，对接结构为环形结构，与推力室本体的外壁的配合更加方便。

5.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，对接结构设于所述燃烧室的前口处，便于通过所述对接结构与发动机的其他部件连接。

6.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，点阵结构层的两端面与推力室本体的端面对齐，利于推力室身部实现均匀传递散热。

7.本发明提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，点阵结构层为一体成型结构，有利于增加点阵结构层的整体强度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明中提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构的立体结构示意图。

图2为图1的右视图。

图3为图1的主视剖视图。

附图标记说明：

1、推力室本体；2、点阵结构层；3、燃烧室；4、喷管；5、对接结构；6、第一端面；7、第二端面。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

本实施例提供的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，可方便采用增材制造技术制作而成。

如图1、图2所示，推力室身部结构包括推力室本体1以及点阵结构层2，所述推力室本体1包括燃烧室3和喷管4；所述推力室本体1的燃烧室3和喷管4是通过曲面内型面设计的，所述燃烧室3和喷管4为一体成型结构，能够实现燃气加速流动，同时满足液体火箭发动机的工作气密性要求，保证推力性能；如图3所示，所述燃烧室3的前端设有对接结构5，所述对接结构5为环形结构且套设于所述燃烧室3的外壁上；所述对接结构5的前端面与所述燃烧室3的前端面平齐设置，便于通过所述对接结构与发动机的其他部件连接；所述点阵结构层2紧贴所述推力室本体1并包覆于所述推力室本体1的外壁上，所述点阵结构层2的第一端面6与所述燃烧室3的前口处平齐，所述点阵结构层2的第二端面7与所述喷管4的尾口端面平齐，利于推力室身部实现均匀传递散热。

如图3所示，点阵结构层2为一体成型的结构，不仅增大了所述推力室本体1外壁的辐射换热面积，提升了外壁辐射能力，降低了推力室身部温度，同时还增加了推力室本体1的刚度与强度。

工作过程及原理：

推进剂经推力室上游的喷注器喷入推力室的燃烧室3内进行雾化、掺混、燃烧，形成高温高压燃气，经由推力室身部外壁的内侧面形成的拉瓦尔喷管不断加速为超声速气流，从喷管4出口处高速喷出，使化学能转化为热能及动能，实现推力作用。推力室本体1的外壁实体层满足气密及一定的强度刚度要求，高温燃气流经外壁内侧面时，通过对流换热作用将热量传递给了外壁，壁面温度上升，热流传导至点阵结构层2，通过点阵结构的外表面不断对外辐射热，随着工作进行，壁面温度不断上升，热流不断下降并趋于稳定，此时发动机身部热流及壁面温度达到了平衡状态。点阵结构通过被放大的辐射换热面积，提升了平衡状态辐射热流，达到了降低壁面温度的目的，同时强化推力室身部结构的强度。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。

Claims (6)

1.液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，其特征在于，包括：

推力室本体(1)，包括燃烧室(3)和喷管(4)；

点阵结构层(2)，紧贴所述推力室本体(1)并包覆于所述推力室本体(1)的外壁上；

其中，所述点阵结构层(2)为一体成型结构；所述点阵结构层(2)具有第一端面(6)与第二端面(7)，所述第一端面(6)与所述燃烧室(3)的前口处平齐，所述第二端面(7)与所述喷管(4)的尾口端面平齐。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，其特征在于，所述推力室本体(1)的外壁为单层结构。

3.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，其特征在于，所述燃烧室(3)和所述喷管(4)为一体成型结构。

4.根据权利要求1所述的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，其特征在于，所述推力室本体(1)的外壁上设有对接结构(5)。

5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，其特征在于，所述对接结构(5)为环形结构。

6.根据权利要求4所述的液体火箭发动机用辐射冷却推力室身部结构，其特征在于，所述对接结构(5)设于所述燃烧室(3)的前口处，所述对接结构(5)的前端面与所述燃烧室(3)的前口端面平齐。

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