CN115263606B - 发动机推力室、火箭发动机和液体火箭 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。发动机推力室包括：壳体，内部限定出燃烧室；若干个冷却喷嘴，固定于壳体，冷却喷嘴和壳体共同限定出过流通道，过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，第一导流段连通第一出流孔，第二导流段连通第二出流孔；第一导流段平行于燃烧室的径向且相对于燃烧室的内壁倾斜设置，第二导流段相对于燃烧室的径向和轴向均倾斜设置。本发明提出的发动机推力室，可以提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的燃烧效率。

Description

发动机推力室、火箭发动机和液体火箭

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。

背景技术

相关技术中，随着商业航天需求不断增加，国内外正进行多款运载火箭的研发，由于液体火箭的推进剂成本低、运载能力强等特点，因此液体火箭成为目前主流的运载火箭系统方案。液体推进剂在推力室内进行掺混、雾化、燃烧，将燃料化学能转化为燃气热能，并通过推力室喷管，将燃气的热能转化为动能，形成高速气流并喷出从而产生推力。由于推力室提供了火箭绝大部分推力，因此推力室在工作状态下的直径影响了发动机和火箭的性能，目前燃烧室内燃气温度在3000K以上，超过绝大多数材料能承受的温度极限，特别是局部热流密度较高，往往需要对此进行特殊冷却。将一部分低温/常温推进剂喷入推力室内高温区域，在推力室内壁形成一层液膜，液膜蒸发后形成低温气膜，对壁面进行隔热和冷却，使推力室保持正常工作。

现有的推力室液膜冷却结构为追求结构简单，其形成的液膜往往难以完全覆盖推力室内壁，对壁面冷却效果不好，并且燃烧室局部内壁仍存在高温区域，导致该位置容易出现烧蚀。为了完全形成覆盖度高的液膜，现有装置往往采用增加较多冷却液量的措施，然而冷却液量的增多将会影响推力室整体燃烧效率。

发明内容

本发明提供一种发动机推力室，用以解决现有技术中推力室液膜覆盖不均匀的缺陷，实现如下技术效果：提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室的内壁受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的整体燃烧效率。

本发明还提供一种火箭发动机和液体火箭。

根据本发明第一方面实施例的发动机推力室，包括：

壳体，内部限定出燃烧室；

若干个冷却喷嘴，固定于所述壳体，所述冷却喷嘴和所述壳体共同限定出过流通道，所述过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，所述燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，所述第一导流段连通所述第一出流孔，所述第二导流段连通所述第二出流孔；

所述第一导流段平行于所述燃烧室的径向方向且相对于所述燃烧室的内壁倾斜设置，所述第二导流段相对于所述燃烧室的径向方向和轴向方向均倾斜设置。

根据本发明的一个实施例，所述第一导流段和所述第二导流段之间的夹角范围为10°至60°。

根据本发明的一个实施例，所述过流通道的除出口端以外的部分平行于所述燃烧室的径向方向，且相对于所述燃烧室的内壁倾斜设置。

根据本发明的一个实施例，所述过流通道的除出口端以外的部分平行于所述第一导流段。

根据本发明的一个实施例，所述第一导流段的内径在朝向所述第一出流孔的方向上不断减小，所述第二导流段的内径在朝向所述第二出流孔的方向上不断增大。

根据本发明的一个实施例，所述过流通道的出口端还形成若干个相互并联的第三导流段，所述第三导流段、所述第一导流段和所述第二导流段均相互并联，所述燃烧室的内壁上设有若干个第三出流孔，所述第三导流段连通所述第三出流孔。

根据本发明的一个实施例，发动机推力室还包括：

集液环，固定于所述壳体的外壁且沿所述燃烧室的周向方向延伸；所述集液环与所述壳体之间限定出集液腔，多个所述冷却喷嘴沿所述燃烧室的周向方向在所述集液腔内间隔分布；

所述集液环设有若干个集液口，所述集液口、所述过流通道和所述燃烧室依次连通。

根据本发明的一个实施例，所述集液环的数量为多个，多个所述集液环在所述燃烧室的轴向方向上间隔分布。

根据本发明的一个实施例，每个集液环内均设有多个所述冷却喷嘴，每两个相邻的所述集液环内的所述冷却喷嘴在所述燃烧室的周向上交替设置。

根据本发明的一个实施例，所述集液环和所述冷却喷嘴分别与所述壳体一体成型。

根据本发明第二方面实施例的火箭发动机，包括：

本发明第一方面实施例所述的发动机推力室。

根据本发明第三方面实施例的液体火箭，包括：

本发明第二方面实施例所述的火箭发动机。

根据本发明实施例的发动机推力室，通过第一导流段使得冷却液可以在燃烧室的周向上覆盖更多面积的内壁，通过第二导流段可以使得冷却液在燃烧室的轴向上覆盖更多面积的内壁，从而提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室的内壁受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的整体燃烧效率。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，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是本发明提供的发动机推力室的立体示意图；

图2是图1中A处的放大示意图；

图3是本发明提供的过流通道的结构示意图；

图4是本发明提供的发动机推力室的结构示意图；

图5是沿图4中B-B线的剖面图；

图6是本发明提供的发动机推力室的局部结构示意图之一；

图7是图6中C处的局部剖视示意图；

图8是本发明提供的发动机推力室的局部结构示意图之二。

附图标记：

1、壳体；11、燃烧室；111、第一出流孔；112、第二出流孔；2、冷却喷嘴；20、过流通道；21、出口端；211、第一导流段；212、第二导流段；3、集液环；31、集液腔；32、集液口。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明中的附图，对本发明中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作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。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“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实施例和简化描述，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实施例的限制。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。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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。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实施例中的具体含义。

在本发明实施例中，除非另有明确的规定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或仅仅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

相关技术中，随着商业航天需求不断增加，国内外正进行多款运载火箭的研发，由于液体火箭的推进剂成本低、运载能力强等特点，因此液体火箭成为目前主流的运载火箭系统方案。液体推进剂在推力室内进行掺混、雾化、燃烧，将燃料化学能转化为燃气热能，并通过推力室喷管，将燃气的热能转化为动能，形成高速气流并喷出从而产生推力。由于推力室提供了火箭绝大部分推力，因此推力室在工作状态下的直径影响了发动机和火箭的性能，目前燃烧室内燃气温度在3000K以上，超过绝大多数材料能承受的温度极限，特别是局部热流密度较高，往往需要对此进行特殊冷却。将一部分低温/常温推进剂喷入推力室内高温区域，在推力室内壁形成一层液膜，液膜蒸发后形成低温气膜，对壁面进行隔热和冷却，使推力室保持正常工作。

现有的推力室液膜冷却结构为追求结构简单，其形成的液膜往往难以完全覆盖推力室内壁，对壁面冷却效果不好，并且燃烧室局部内壁仍存在高温区域，导致该位置容易出现烧蚀。为了完全形成覆盖度高的液膜，现有装置往往采用增加较多冷却液量的措施，然而冷却液量的增多将会影响推力室整体燃烧效率。因此本发明设计了一种形式简单且流量较小的液膜冷却结构并应用到本发明的发动机推力室中。

下面参考附图描述本发明提出的一种发动机推力室。

如图1至图8所示，根据本发明实施例的发动机推力室，包括壳体1和若干个冷却喷嘴2。

壳体1的内部限定出燃烧室11。若干个冷却喷嘴2均固定于壳体1的外壁，冷却喷嘴2和壳体1共同限定出过流通道20，过流通道20的出口端21形成有相互并联的第一导流段211和第二导流段212，燃烧室11的内壁上设有第一出流孔111和第二出流孔112，第一导流段211连通第一出流孔111，第二导流段212连通第二出流孔112。

第一导流段211平行于燃烧室11的径向方向且相对于燃烧室11的内壁倾斜设置，第二导流段212相对于燃烧室11的径向方向和轴向方向均倾斜设置。

根据本发明实施例的发动机推力室，通过将过流通道20的出口端21设置为相互并联的第一导流段211和第二导流段212，可以使得冷却液分为两路并分别从第一导流段211和第二导流段212喷出至燃烧室11的内壁上，使得冷却液覆盖燃烧室11的内壁以起到防护作用。

其中，由于第一导流段211平行于燃烧室11的径向方向且相对于燃烧室11的内壁倾斜设置，因此从第一导流段211流出的冷却液将会贴着燃烧室11的内壁，并沿燃烧室11的周向方向以向远处喷出，此时从第一导流段211流出的冷却液具有较大的切向速度，从而上述冷却液在燃烧室11的周向方向上可以被喷出至更远的范围并覆盖更大面积的燃烧室11的内壁。

由于第二导流段212相对于燃烧室11的径向方向和轴向方向均倾斜设置，因此，从第二导流段212流出的冷却液的流出方向同时相对于燃烧室11的径向和周向倾斜，此时，从第二导流段212流出的冷却液既不平行于燃烧室11的径向方向，也不平行于燃烧室11的轴向方向，因此，上述从第二导流段212流出的冷却液同时具有切向分速度和轴向分速度，进而，上述冷却液可以在燃烧室11的轴向方向上被喷出至更远的范围并覆盖更大面积的燃烧室11的内壁。

此外，由于冷却液自身重力和推力室轴向主流燃气的影响，从第一导流段211和第二导流段212流出的冷却液均会沿着燃烧室11的轴向进一步扩散并进一步覆盖更多面积的燃烧室11内壁。

可以理解，由于第一导流段211和第二导流段212的导流作用，系统无需使用较多量的冷却液，也即系统仅通过较少量的冷却液便可以实现冷却液在燃烧室11内壁上的均匀且相对完整的覆盖。

综上，根据本发明实施例的发动机推力室，通过第一导流段211使得冷却液可以在燃烧室11的周向上覆盖更多面积的内壁，通过第二导流段212可以使得冷却液在燃烧室11的轴向上覆盖更多面积的内壁，从而提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室11的内壁受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的整体燃烧效率。

如图3所示，根据本发明的一些实施例，第一导流段211和第二导流段212之间的夹角范围为10°至60°。

在本实施例中，过流通道20的出口端21被分流为第一导流段211和第二导流段212，以燃烧室11的径向方向平行于水平方向且其轴向方向平行于竖直方向为例进行说明，则第一导流段211水平延伸且相对于燃烧室11的内壁倾斜，第二导流段212则被夹在水平方向和竖直方向之间，此时第一导流段211和第二导流段212之间的夹角在10°至60°的范围内选取，也即第二导流段212相对于水平方向的倾斜角角度值在10°至60°之间选取。

当然，上述实施例仅为本发明众多实施例中的一些，并不构成对于本发明的第一导流段211和第二导流段212的具体限制，其中，第一导流段211与第二导流段212之间的夹角也可以选用其他角度值，本发明在此不做特殊限制，只要第一导流段211可以提供切向速度且第二导流段212可以提供切向分速度和轴向分速度即可。

进一步地，如图3和图7所示，第二导流段212位于第一导流段211的下方，且第二出流孔112位于第一出流孔111的下方。这样，第二导流段212和第一导流段211内流出的冷却液均可以在自身重力和推力室轴向主流燃气的作用下向下流动，从而在燃烧室11的轴向上覆盖更大面积的内壁。

需要说明的是，第一导流段211和第二导流段212之间可以通过管壁间隔开，或者，在第一导流段211和第二导流段212之间夹角较小的情况下（例如夹角值范围在10°至30°之间）第一导流段211和第二导流段212之间也可以没有管壁，如图2所示，也即第一导流段211和第二导流段212始终处于连通状态，此时第一出流孔111和第二出流孔112也处于连通状态，并且第一出流孔111和第二出流孔112之间由于存在少部分的面积叠加以及两孔中间倒角等因素，第一出流孔111和第二出流孔112将会共同形成类似于“猫耳朵”的结构（如图2和图3所示）。

如图4和图5所示，根据本发明的一个实施例，过流通道20的除出口端21以外的部分平行于燃烧室11的径向方向，且相对于燃烧室11的内壁倾斜设置。这样，过流通道20整体相对于燃烧室11的内壁倾斜设置，过流通道20可以在过流过程中将冷却液导向至燃烧室11的切向方向，从而为从过流通道20内流出的冷却液提高更大的切向速度，以增大冷却液的覆盖面积。

如图4和图5所示，在本发明的一个实施例中，过流通道20的除出口端21以外的部分平行于第一导流段211。这样，冷却液在过流通道20内可以顺畅地流动至第一导流段211内，避免冷却液在进入第一导流段211的过程中出现较大的速度损失，进一步保证冷却液从第一导流段211内流出时的切向速度。

进一步地，在本发明的一个实施例中，过流通道20的除出口端21以外的部分的内径在朝向出口端21的方向上逐渐减小，这样，在进入出口端21之前，过流通道20内的冷却液流速由于流通面积的改变将会越来越大，从而提高冷却液的切向速度。

根据本发明的一个实施例，第一导流段211的内径在朝向第一出流孔111的方向上不断减小，第二导流段212的内径在朝向第二出流孔112的方向上不断增大。

在本实施例中，第一导流段211的内径和第二导流段212的内径可以根据实际需求进行改变。由于推力室内部的主流速度一定，因此在主流燃气的冲刷作用下，通过减小第一导流段211的内径，可以增加冷却液的流速，从而有利于液膜在燃烧室11内壁上的切向分布；通过增大第二导流段212的内径，可以减小冷却液的流速，从而有利于液膜在燃烧室11内壁上的轴向分布。

根据本发明的一些实施例，过流通道20的出口端21还形成若干个相互并联的第三导流段（图中未示出），第三导流段、第一导流段211和第二导流段212均相互并联，燃烧室11的内壁上设有若干个第三出流孔（图中未示出），第三导流段连通第三出流孔。

在本实施例中，过流通道20的出口端21形成多个相互并联的导流段（包括第一导流段211、第二导流段212和第三导流段），这样，通过合理设计第三导流段的延伸方向，可以实现冷却液在围绕出流孔方向上的全方位喷送，更进一步提高液膜在燃烧室11内壁上分布的均匀性。

如图1至图5所示，根据本发明的一个实施例，发动机推力室还包括集液环3。集液环3固定在壳体1的外壁上，且集液环3沿燃烧室11的周向方向（也即壳体1的周向方向）延伸。

集液环3与壳体1之间限定出集液腔31，多个冷却喷嘴2沿燃烧室11的周向方向在集液腔31内间隔分布。集液环3设有若干个集液口32，集液口32、过流通道20和燃烧室11依次连通。

在本实施例中，高压冷却液通过集液口32被引入集液环3的集液腔31内，并依次通过过流通道20和出流孔进入燃烧室11内，从而使得冷却液在燃烧室11内壁上均匀覆盖以形成液膜。

如图5所示，在一个具体实施例中，集液环3呈闭环状，集液环3的横截面呈半圆形，并且单个集液环3内的集液腔31内均匀分布有十二个冷却喷嘴2，上述十二个冷却喷嘴2均形成有过流通道20，对应地，每个过流通道20在燃烧室11内壁上均对应一组第一出流孔111和第二出流孔112。

每个过流通道20的除出口端21之外的部分相对于壳体1的外壁之间的倾斜角度均相同，且每个第一导流段211相对于燃烧室11的内壁之间的倾斜角度也相同，每个第二导流段212相对于水平方向的夹角也相同。

根据本发明的一些实施例，集液口32的数量可以为多个，多个集液口32在集液环3的长度方向上均匀分布，从而提高冷却液在集液腔31内分布的均匀性，进而提高冷却液在燃烧室11内壁上分布的均匀性。

根据本发明的一些实施例，集液环3的数量为多个，多个集液环3在燃烧室11的轴向方向上间隔分布。

进一步地，每个集液环3内均设有多个冷却喷嘴2，每两个相邻的集液环3内的冷却喷嘴2在燃烧室11的周向上交替设置。

这样，多个轴向分布的集液环3可以提高冷却液在燃烧室11的轴向方向上分布的均匀性，交错设置的冷却喷嘴2可以提高冷却液在燃烧室11的周向方向上分布的均匀性。

根据本发明的一些实施例，集液环3和冷却喷嘴2分别与壳体1一体成型。其中，集液环3、冷却喷嘴2和壳体1可以通过3D打印方式实现一体成型式的结构制造。这样，不仅加工简单便捷，并且集液环3、过流通道20和燃烧室11等腔体或流道的密封性也能得到保障。

下面参考附图描述根据本发明的发动机推力室的一个具体实施例。

如图1至图8所示，发动机推力室包括集液环3、壳体1和冷却喷嘴2。从泵后引高压推进剂进入集液环3以作为冷却液，推进剂在集液环3内均匀流入十二个冷却喷嘴2中，冷却喷嘴2的出口端21为两通道（即第一导流段211和第二导流段212）并构成图3中所示的“猫耳朵”异形孔，采用该冷却结构，可以用较少的冷却流量，同时又能保证燃烧室11内壁表面覆盖相对均匀的液膜，保护内壁不被烧蚀。第一出流孔111流出的冷却液存在切向速度，第二出流孔112流出的冷却液在切向和轴向上均有分速度，使每个出流位置处覆盖的燃烧室11内壁面积更大。膜冷推进剂进入燃烧室11后，沿切向运动，同时在燃烧室11轴向主流作用下，使膜冷推进剂向下流动，沿轴向覆盖内壁表面，保护了内壁材料不被烧蚀。

与现有技术相比，本发明的有益效果介绍如下：

本发明通过集液环3设计，实现了将泵后等高压推进剂通过单入口通道引入集液环3，在集液环3内设置多条过流通道20，从而将推进剂引入燃烧室11并沿内壁形成液膜。现有的液膜冷却结构往往设计多个冷却孔，冷却孔沿轴向、切向或与轴向成某一角度喷入，为了使得内壁均匀分布液膜，往往需要较多冷却通道，导致液膜冷却流量较多，上述增加的冷却流量可以占总推进剂的5%~15%左右，进而导致推力室燃烧效率降低以及发动机比冲下降。本发明的发动机推力室采用简单的液膜冷却结构，并且用较少的冷却流量满足了燃烧室11内壁冷却条件。

此外，本发明通过采用创新的“猫耳朵”异形孔结构，实现了冷却结构简单、推进剂流量较少且液膜均匀覆盖燃烧室11内壁的效果。单条过流通道20在进入燃烧室11的内壁前分成两条冷却通道（即第一导流段211和第二导流段212），两条冷却通道中间角度为10°~30°，出流孔的孔径尺寸可以根据入口压力和推力室室压及液膜冷却流量计算得出，其中，两个出流孔（即第一出流孔111和第二出流孔112）由于存在少部分面积叠加和两孔中间倒角，形成类似于猫耳朵的结构，该结构将推进剂一分为二，并将推进剂引入至所需冷却的内壁位置。

最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (9)

1.一种发动机推力室，其特征在于，包括：

壳体，内部限定出燃烧室；

多个冷却喷嘴，固定于所述壳体，所述冷却喷嘴和所述壳体共同限定出过流通道，多个所述冷却喷嘴沿所述燃烧室的周向方向间隔分布，且沿所述燃烧室的周向方向间隔分布的每个所述冷却喷嘴均对应一个所述过流通道；

所述过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，所述燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，所述第一导流段连通所述第一出流孔，所述第二导流段连通所述第二出流孔；

所述第一导流段平行于所述燃烧室的径向方向所在平面且相对于所述燃烧室的内壁倾斜设置，所述第二导流段相对于所述燃烧室的径向方向和轴向方向均倾斜设置；所述第二导流段位于所述第一导流段的下方，且所述第二出流孔位于所述第一出流孔的下方；

所述过流通道的除出口端以外的部分平行于所述燃烧室的径向方向所在平面，且相对于所述燃烧室的内壁倾斜设置；

所述过流通道的除出口端以外的部分平行于所述第一导流段。

2.根据权利要求1所述的发动机推力室，其特征在于，所述第一导流段和所述第二导流段之间的夹角范围为10°至60°。

3.根据权利要求1所述的发动机推力室，其特征在于，所述第一导流段的内径在朝向所述第一出流孔的方向上不断减小，所述第二导流段的内径在朝向所述第二出流孔的方向上不断增大。

4.根据权利要求1至3中任一项所述的发动机推力室，其特征在于，还包括：

集液环，固定于所述壳体的外壁且沿所述燃烧室的周向方向延伸；所述集液环与所述壳体之间限定出集液腔，多个所述冷却喷嘴沿所述燃烧室的周向方向在所述集液腔内间隔分布；

所述集液环设有若干个集液口，所述集液口、所述过流通道和所述燃烧室依次连通。

5.根据权利要求4所述的发动机推力室，其特征在于，所述集液环的数量为多个，多个所述集液环在所述燃烧室的轴向方向上间隔分布。

6.根据权利要求5所述的发动机推力室，其特征在于，每个集液环内均设有多个所述冷却喷嘴，每两个相邻的所述集液环内的所述冷却喷嘴在所述燃烧室的周向上交替设置。

7.根据权利要求4所述的发动机推力室，其特征在于，所述集液环和所述冷却喷嘴分别与所述壳体一体成型。

8.一种火箭发动机，其特征在于，包括：

如权利要求1至7中任一项所述的发动机推力室。

9.一种液体火箭，其特征在于，包括：

如权利要求8中所述的火箭发动机。

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