CN117514523A - 一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室及其制造方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室及其制造方法，燃烧室包括内壁和外壳，所述内壁为发汗材料。制造方法包括下列步骤：A.将所述内壁沿周向分为若干分瓣体，按照所述分瓣体的展开形状进行发汗材料的板材下料；B.将步骤A中的板材进行真空热压成型，形成对应的分瓣体；C.将所述分瓣体依次焊接，形成所述内壁；D.在所述内壁外周面加工多条沿所述内壁轴向延伸的冷却流道，使步骤C中形成的焊缝与相邻冷却流道之间形成的立筋对应；E.将加工好的所述外壳套在所述内壁外侧，并将所述内壁与所述外壳之间焊接。本发明可实现燃烧室内壁所有区域的发汗冷却，提高燃烧室内壁冷却效果，降低燃烧室内壁的工作温度，提高燃烧室内壁的工作寿命。

Description

一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室及其制造方法

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，特别涉及一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室及其制造方法。

背景技术

目前主流火箭发动机燃烧室壁冷却主要是再生冷却，采用再生冷却，是冷却剂(此冷却剂目前通常为燃料)通过燃烧室壁内的冷却流道循环，冷却剂可以采用一种或者两种推进剂，推进剂起冷却剂的作用，在冷却流道内流动并带走热量。在燃烧室尺寸相同的条件下，燃烧室内的工作温度越高，室压越高，发动机推力越大，发动机综合性能更好。然而，目前的采用再生冷却结构的燃烧室，由于冷却方式的限制，冷却效果已经达到极限，如果进一步提高燃烧室的工作温度，再生冷却无法满足冷却要求，内壁被烧损的可能性大大提高。因此，采用再生冷却结构的燃烧室工作温度已经无法进一步提高，也就是说，发动机综合性能也已经无法进一步提高。

因此，为了进一步提高发动机的综合性能，需要一种可以进一步提高内壁冷却效果的技术方案。

发明内容

本发明的目的在于提供一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其可实现燃烧室内壁所有区域的发汗冷却，提高燃烧室内壁冷却效果，降低燃烧室内壁的工作温度，提高燃烧室内壁的工作寿命；由于内壁温度的降低，可以在发动机设计时，进一步提高燃烧室的工作温度，进而提高发动机的性能，在燃烧室尺寸不变的情况下提高火箭发动机的推力。

本发明的另一目的在于提供一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其可以制造内壁为发汗材料的火箭发动机燃烧室，制造的燃烧室结构稳定，冷却效果好，使用寿命长，使火箭发动机在设计时可以进一步提高燃烧室工作温度。

为了实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，包括内壁和外壳，所述内壁为发汗材料。本发明采用发汗材料作为燃烧室内壁可进一步提高内壁的冷却效果，主要原理在于：液体推进剂从发汗材料内壁渗出进入燃烧室，液体推进剂在内壁内表面气化吸收热量，降低内壁内表面附近的温度，提高对内壁的冷却效果；因为目前绝大部分用于燃烧室冷却的推进剂为燃料，在发动机工作过程中，燃料从发汗材料内壁渗出进入燃烧室，将提高燃烧室内壁内表面附近区域的燃料含量，相对降低了氧化剂(如氧)的含量，使燃烧室内壁附近的燃烧处于富燃燃烧的状态，火焰温度偏低，间接地提高了内壁的冷却效果，提高内壁的使用寿命。

根据本发明的一个实施方式，所述内壁沿周向分为若干分瓣体，相邻的分瓣体之间焊接连接。

根据本发明的一个实施方式，所述内壁外周面设有冷却流道，所述冷却流道沿所述内壁的轴向延伸，相邻的冷却流道之间形成立筋。

根据本发明的一个实施方式，所述分瓣体之间的焊缝与所述立筋对应；

和/或，所述立筋末端与所述外壳内侧之间焊接固定，所述外壳端部设有与所述冷却流道对应的冷却剂入口和冷却剂出口。

根据本发明的一个实施方式，所述内壁包括依次连接的内壁收敛段和内壁扩张段；所述外壳包括与所述内壁收敛段、所述内壁扩张段对应的依次连接的外壳收敛段、外壳扩张段；所述内壁扩张段与所述内壁收敛段之间焊接固定。

一种所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，包括下列步骤：

A.将所述内壁沿周向分为若干分瓣体，按照所述分瓣体的展开形状进行发汗材料的板材下料；

B.将步骤A中的板材进行热压成型，形成对应的分瓣体；

C.将所述分瓣体依次焊接，形成所述内壁；

D.在所述内壁外周面加工多条沿所述内壁轴向延伸的冷却流道，使步骤C中形成的焊缝与相邻冷却流道之间形成的立筋对应；

E.将加工好的所述外壳套在所述内壁外侧，并将所述内壁与所述外壳之间焊接。

根据本发明的一个实施方式，所述步骤B中，在真空环境下进行所述热压成型；

和/或，所述步骤C中，焊接完成后对所述内壁进行真空环境下的热校形，以保证所述内壁的圆度；

和/或，在进行所述步骤C之后、所述步骤D之前，对所述内壁的内侧面和外侧面进行车加工；所述车加工完成后，对所述内壁的内表面和外表面进行磨加工；在进行所述内壁的内表面的磨加工时，保持在所述内壁的外表面处充满具有压力的纯净水；在进行所述内壁的外表面的磨加工时，保持在所述内壁的内表面处充满具有压力的纯净水；

和/或，在所述步骤D中，所述冷却流道加工完成后，对所述冷却流道内表面进行磨加工，进行所述磨加工时，保持在所述内壁的内表面处充满具有压力的纯净水。

根据本发明的一个实施方式，所述步骤E中，所述焊接采用真空环境下的扩散焊接或扩散钎焊。

根据本发明的一个实施方式，进行所述扩散焊接时，采用的扩散连接模具包括若干与所述内壁贴合的胀瓣，所述胀瓣中部设有胀芯，所述胀芯呈圆锥形；

或者所述扩散连接模具为包套，所述包套与所述内壁内侧面紧贴，并且所述包套的两端均与所述外壳固定连接；所述包套内部及所述外壳外部设有惰性气体，且该惰性气体连接加压装置，所述包套与所述外壳之间焊接形成的密封腔连接抽真空装置。

根据本发明的一个实施方式，所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，还包括步骤F.性能测试：

向所述冷却流道内动态打压，打压过程中补充打压介质，补充从所述内壁的微孔泄漏的部分，并维持预定压力和预定时间；

和/或，利用熔化的蜡堵塞所述内壁的微孔，然后向所述冷却流道内静态打压，并维持预定压力和预定时间，打压完成后，加热去除内壁微孔内的蜡。

与现有技术相比，本发明实施例的优点和有益效果在于：

本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其内壁全部采用发汗材料，因此可实现燃烧室内壁所有区域的发汗冷却，大大提高了燃烧室内壁冷却效果，因为燃烧室的冷却效果得到提高，因此，可以降低燃烧室内壁的工作温度，进而提高燃烧室内壁的工作寿命。由于燃烧室内壁处的温度降低，因此，本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室可以提高其允许的工作温度，进而提高发动机性能。本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其针对发汗材料的多层+微孔结构的特点，可以制造内壁为发汗材料的火箭发动机燃烧室，避免发汗材料在成型时分层及结构破坏，制造的燃烧室结构稳定，冷却效果好，使用寿命长。

附图说明

构成本发明的一部分的说明书附图用来提供对本发明的进一步理解，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。其中：

图1为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的结构示意图；

图2为图1中C-C方向的剖视图；

图3为图2中D处的放大示意图；

图4为图1中E-E方向的剖视图；

图5为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的内壁收敛段的结构示意图；

图6为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的内壁扩张段的结构示意图；

图7为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的外壳的结构示意图；

图8为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法的步骤示意图；

图9为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的扩散连接模具的结构示意图；

图10为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的另一种扩散连接模具的结构示意图；

图11为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法中的第一密封工装的结构示意图；

图12为本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法中的第二密封工装的结构示意图。

附图标记说明：

1、内壁；11、分瓣体；111、焊缝；12、冷却流道；13、立筋；14、胀形工具；1A、内壁收敛段；1B、内壁扩张段；2、外壳；21、冷却剂入口；22、冷却剂出口；2A、外壳收敛段；2B、外壳扩张段；31、胀瓣；32、胀芯；4、包套；5、第一密封工装；51、箱体；52、第一进水管；6、第二密封工装；61、第一封盖；62、第二封盖；63、第二进水管；7、磨轮。

具体实施方式

下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。各个示例通过本发明的解释的方式提供而非限制本发明。实际上，本领域的技术人员将清楚，在不脱离本发明的范围或精神的情况下，可在本发明中进行修改和变型。例如，示为或描述为一个实施例的一部分的特征可用于另一个实施例，以产生又一个实施例。因此，所期望的是，本发明包含归入所附权利要求及其等同物的范围内的此类修改和变型。

在本发明的描述中，“第一”、“第二”以及类似的词语并不表示任何顺序、数量或者重要性，而只是用来区分不同的组成部分，“包括”或者“包含”等类似的词语意指出现该词前面的元件或者物件涵盖出现在该词后面列举的元件或者物件及其等同，而不排除其他元件或者物件，术语“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”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而不是要求本发明必须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。本发明中使用的术语“相连”、“连接”、“设置”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接；可以是直接相连，也可以通过中间部件间接相连；可以是有线电连接、无线电连接，也可以是无线通信信号连接，对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语的具体含义。

如图1、图2、图4所示，本发明实施例提供一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，包括内壁1和外壳2，其中，该内壁1为发汗材料。本发明中的发汗材料采用多层金属丝网轧制烧结而成的丝网发汗材料。

发汗冷却是利用气体或液体发汗剂在压力作用下，从发汗材料的多孔中排出，通过其分解和汽化、表面形成隔热的完全连续的气膜，吸收大量的热，从而降低构件的表面温度。本发明采用发汗材料制作火箭发动机燃烧室的内壁1，相对于传统的再生冷却，可实现燃烧室内壁1所有区域的发汗冷却，大大提高了燃烧室内壁的冷却效果，因为燃烧室的冷却效果得到提高，因此，可以降低燃烧室内壁1的工作温度，进而提高燃烧室内壁1的工作寿命。

发汗材料一般为平板结构，因为其结构为多层结构且分布有微孔，其结构和物理性质使其无法进行变形量较大的冲压、旋压等成型操作。例如丝网结构发汗材料通过金属丝网复合轧制、烧结，如果对其进行一般的成型工艺，会导致其分层进而破坏结构。因此发汗材料一般只能作用面板使用。在本发明实施例中，为了使发汗材料能够形成燃烧室的内壁，如图2、图3所示，将该内壁1沿周向设计为若干分瓣体11(分瓣的目的是：减小单件发汗材料成形的变形量，防止发汗材料在成形过程中结构破坏分层)，相邻的分瓣体11之间固定连接，例如焊接，优选通过高能束流焊接(电子束焊接)，最终形成燃烧室的内壁1。该分瓣体11的数目优选为6-8个，数目过少会造成发汗材料易出现分层、应力集中等不良影响，数目过多则会造成焊接工序多、制造成本高的不良影响。

为了保证结构强度，现有的火箭发动机燃烧室内壁一般采用整体结构，而本发明为了提高内壁的冷却效果，采用多个发汗材料的分瓣体11进行焊接，在保证结构强度的同时，大大提高了内壁1的冷却效果。

进一步地，如图3所示，该内壁1外周面设有冷却流道12，该冷却流道12沿该内壁1的轴向延伸，相邻的冷却流道12之间形成立筋13。该冷却流道12均匀分布在内壁1外侧，供冷却剂在其内部流动，以对燃烧室内壁1全部范围进行均匀的发汗冷却，同时循环的冷却剂带走大量热量。本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其可以通过三个途径提供冷却效果：

1、通过冷却流道12内流动的冷却剂(燃料，例如液氢)与该内壁1之间直接换热，进而带走该内壁1的热量；

2、冷却剂通过发汗材料的内壁1上的微孔进入燃烧室，然后蒸发带走大量热量，降低燃烧室内壁1的温度；

3、在燃烧室内壁1内侧面，通过发汗材料的内壁1上的微孔进入燃烧室的燃料会改变燃烧室内壁1内侧面处的燃料(例如氢气)和氧气的比例，具体来说，增加了燃料的比例，而当燃料的比例增大时，火焰燃烧的温度会下降。因此，通过本发明的发汗材料，可以降低燃烧室内壁1内侧面处的温度。

在本发明的一个优选实施例中，如图3所示，该分瓣体11之间的焊缝111与该立筋13对应。由于发汗材料是利用其微孔结构进行冷却，在焊缝111处无法进行发汗冷却，因此，本发明实施例中将焊缝111设计在不需要进行发汗冷却的立筋13处，在提高结构强度的同时，不影响冷却效果。

如图1所示，该内壁1与外壳2之间通过焊接固定连接，例如钎焊、扩散焊接等，在本实施例中，该立筋13末端与该外壳2内侧之间焊接固定，如图1、图7所示，该外壳2端部设有与该冷却流道12对应的冷却剂入口21和冷却剂出口22，与冷却流道12连通，以进行冷却剂的流入和流出。

在本发明的一个实施例中，如图5、图6所示，该内壁1包括依次连接的内壁收敛段1A和内壁扩张段1B。如图7所示，该外壳2包括与该内壁收敛段1A、该内壁扩张段1B对应的依次连接的外壳收敛段2A、外壳扩张段2B。由于内壁1和外壳2呈中间窄两端宽的形状，为了便于内壁1与外壳2之间的连接，该内壁1的内壁扩张段1B与该内壁收敛段1A为分体式，二者在插入对应的外壳扩张段2B和外壳收敛段2A后，通过焊接固定。

在本发明的一个实施例中，该内壁1和外壳2均为回转体。该外壳2为整体式结构，材料为现有火箭发动机燃烧室外壳的材料，其为现有技术，不再赘述。

本发明还提供一种上述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，包括下列步骤：

A.将该内壁1沿周向分为若干分瓣体11，按照该分瓣体11的展开形状进行发汗材料的板材下料；

B.将步骤A中的板材进行热压成型，形成对应的分瓣体11；

C.将该分瓣体11依次焊接，形成该内壁1；

D.在该内壁1外周面加工多条沿该内壁1轴向延伸的冷却流道12，使步骤C中形成的焊缝与相邻冷却流道12之间形成的立筋13对应；

E.将加工好的该外壳2套在该内壁1外侧，并将该内壁1与该外壳2之间焊接。

本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其针对发汗材料的多层+微孔结构的特点，可以制造内壁为发汗材料的火箭发动机燃烧室，避免发汗材料在成型时分层，制造的燃烧室结构稳定，冷却效果好，使用寿命长。

当本发明实施例提供的内壁1和外壳2为这样的形状时：如图1、图5、图6、图7所示，该内壁1包括依次连接的内壁收敛段1A和内壁扩张段1B；该外壳2包括与该内壁收敛段1A、该内壁扩张段1B对应的依次连接的外壳收敛段2A、外壳扩张段2B，在步骤A中，将该分瓣体11分为对应该内壁收敛段1A和内壁扩张段1B的两段，如图8所示，然后按照所述步骤A-步骤D分别形成该内壁收敛段1A和内壁扩张段1B(图中仅示意了该内壁收敛段1A的制造过程，该内壁扩张段1B的制造过程与该内壁收敛段1A的制造过程相同)，然后将该内壁收敛段1A和内壁扩张段1B分别置于该外壳收敛段2A和外壳扩张段2B内部并进行焊接，形成完整的内壁1；最后将该内壁1与该外壳2进行焊接。

在本发明的一个优选实施例中，在步骤A中，将该分瓣体11的数目设计为6-8个，数目过少会造成发汗材料易出现分层、应力集中等不良影响，数目过多则会造成焊接工序多、制造成本高的不良影响。另外，下料时在分瓣体11的宽度方向留加工余量，并在步骤C中去掉加工余量后焊接。

在本发明的一个优选实施例中，该步骤B中，在真空环境下进行该热压成型，以避免发汗材料的微孔内部氧化，影响发汗材料的冷却效果和结构强度。

在本发明的一个优选实施例中，该步骤C中，焊接完成后对该内壁1进行热校形，以保证该内壁1的圆度。同样的，为了避免发汗材料的微孔内部氧化，影响发汗材料的冷却效果和结构强度，在真空环境下进行热校形。参考图8所示，热校形可以使用类似胀形工具14之类的工具，其具有胀芯和胀瓣，其为现有技术，不再赘述。

在本发明的一个优选实施例中，在进行该步骤C之后、该步骤D之前，利用数控机床对该内壁1的内侧面和外侧面进行精加工(例如车加工)，去除该内壁1的内侧面和外侧面上的凹凸不平之处，例如焊缝表面上的凸起，以进一步提高内壁1的圆度。优选地，在发汗材料内壁1完成校圆成形后的内外侧面车加工后，对内壁1的内外表面进行数控磨加工工艺过程，主要原因在于：

1、如果内壁1的外表面不进行车加工，则内壁1的外表面粗糙(所有丝网发汗面板表面都是粗糙的，这是由丝网发汗面板的工艺决定的)，不利于扩散连接的实现；内壁1的内表面的加工可以提高内表面的型面精度；

2、在车加工完成后会在发汗材料的表面微孔附近形成微小毛刺，会堵塞发汗材料的微孔，影响发汗效果；

3、磨加工因为切削量非常微小，可避免产生微小毛刺堵塞发汗材料微孔。

为防止数控磨加工过程中产生的微小颗粒进入发汗材料微孔产生堵塞，需要在被加工面的对面增加高压纯净水冲洗装置，避免磨削下来的微小颗粒进入微孔，确保材料的发汗效果可控。

具体来说，在进行该内壁1的内表面的磨加工时，保持在该内壁1的外表面处充满具有压力的纯净水，如图11所示，通过第一密封工装5可以将保持在该内壁1的外表面处充满具有压力的纯净水，磨轮7可以对内壁1的内表面进行磨加工。该第一密封工装5具有箱体51，该箱体51具有与内壁1(此处以内壁收敛段1A为例说明)两端开口对应的缺口，该内壁1外表面与该箱体51内壁之间充满高压纯净水，且箱体51设有用于提供高压纯净水的第一进水管52。

在进行该内壁1的外表面的磨加工时，保持在该内壁1的内表面处充满具有压力的纯净水，如图12所示，通过第二密封工装6可以保持在该内壁1的内表面处充满具有压力的纯净水，磨轮7可以对内壁1的外表面进行磨加工。该第二密封工装6包括第一封盖61和第二封盖62，分别对应该内壁1(此处以内壁收敛段1A为例说明)的两端开口，可以密封对应的开口，第一封盖61和第二封盖62中的至少一个设有用于提供高压纯净水的第二进水管63。

在该步骤D中，该冷却流道12加工完成后，根据加工面表面状态，可以对该冷却流道12内表面进行磨加工，进行磨加工时，保持在该内壁1的内表面处充满具有压力的纯净水，例如可以利用图11中所示的第一密封工装5。

该步骤E中的焊接，可以采用钎焊、扩散焊接等焊接方式，然而，由于钎焊的焊料有可能会堵塞发汗材料的微孔，因此，优选地，该焊接采用真空环境下的扩散焊接。采用真空环境，同样是为了避免发汗材料的微孔内部氧化，影响发汗材料的冷却效果和结构强度。如图9所示，在本实施例中，进行该扩散焊接时，采用的扩散连接模具可以包括若干与该内壁1贴合的胀瓣31，该胀瓣31中部设有胀芯32，该胀芯32呈圆锥形，胀芯32可以对胀瓣31施压使胀瓣31将该内壁1向该外壳2方向压紧，保证内壁1与外壳2之间扩散焊接的效果。各胀瓣31与胀芯32外侧面及该内壁1内侧面相抵，当胀芯32沿该内壁1轴向移动时，可以对胀瓣31产生向该内壁1方向的压力。在本发明的另一个实施例中，如图10所示，该扩散连接模具为包套4，该包套4与该内壁1内侧面紧贴，并且所述包套4的两端均与该外壳2固定连接，例如焊接。该包套4内部及该外壳2外部设有惰性气体，且该惰性气体连接加压装置，该包套4与该外壳2之间焊接形成的密封腔连接抽真空装置，通过加压装置可以对该包套4进行加压使其发生弹性或塑性变形，对内壁1产生向该外壳2方向的压力。

在本发明的一个实施例中，该发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，还包括步骤F.性能测试，以测试该内壁1与外壳2之间的连接强度是否符合要求。该性能测试步骤可以采取下列任一种方法或两种方法均采用：

1、向该冷却流道12内动态打压，打压过程中适时补充打压介质，补充从该内壁1的微孔泄漏的部分，并维持预定压力和预定时间。

2、利用熔化的蜡堵塞该内壁1的微孔，然后向该冷却流道12内静态打压，并维持预定压力和预定时间，最后加热至180-300℃去除微孔内的蜡。

本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其内壁全部采用发汗材料，因此可实现燃烧室内壁所有区域的发汗冷却，配合冷却剂在冷却流道内的流动换热以及发汗冷却改变燃料和氧气比例降低火焰燃烧温度，大大提高了燃烧室内壁冷却效果，因为燃烧室的冷却效果得到提高，因此，可以降低燃烧室内壁的工作温度，进而提高燃烧室内壁的工作寿命。由于燃烧室内壁处的温度降低，因此，本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室可以提高其允许的工作温度，进而提高发动机性能。本发明实施例提供的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其针对发汗材料的多层+微孔结构的特点，可以制造内壁为发汗材料的火箭发动机燃烧室，避免发汗材料在成型时分层及结构破坏，制造的燃烧室结构稳定，冷却效果好，使用寿命长。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其特征在于，包括内壁和外壳，所述内壁为发汗材料。

2.根据权利要求1所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述内壁沿周向分为若干分瓣体，相邻的分瓣体之间焊接连接。

3.根据权利要求2所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述内壁外周面设有冷却流道，所述冷却流道沿所述内壁的轴向延伸，相邻的冷却流道之间形成立筋。

4.根据权利要求3所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述分瓣体之间的焊缝与所述立筋对应；

和/或，所述立筋末端与所述外壳内侧之间焊接固定，所述外壳端部设有与所述冷却流道对应的冷却剂入口和冷却剂出口。

5.根据权利要求1所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述内壁包括依次连接的内壁收敛段和内壁扩张段；所述外壳包括与所述内壁收敛段、所述内壁扩张段对应的依次连接的外壳收敛段、外壳扩张段；所述内壁扩张段与所述内壁收敛段之间焊接固定。

6.一种根据权利要求1至5中任一项所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，包括下列步骤：

A.将所述内壁沿周向分为若干分瓣体，按照所述分瓣体的展开形状进行发汗材料的板材下料；

B.将步骤A中的板材进行真空热压成型，形成对应的分瓣体；

C.将所述分瓣体依次焊接，形成所述内壁；

D.在所述内壁外周面加工多条沿所述内壁轴向延伸的冷却流道，使步骤C中形成的焊缝与相邻冷却流道之间形成的立筋对应；

E.将加工好的所述外壳套在所述内壁外侧，并将所述内壁与所述外壳之间焊接。

7.根据权利要求6所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，所述步骤B中，在真空环境下进行所述热压成型；

和/或，所述步骤C中，焊接完成后对所述内壁进行真空环境下的热校形，以保证所述内壁的圆度；

和/或，在进行所述步骤C之后、所述步骤D之前，对所述内壁的内侧面和外侧面进行车加工；所述车加工完成后，对所述内壁的内表面和外表面进行磨加工；在进行所述内壁的内表面的磨加工时，保持在所述内壁的外表面处充满具有压力的纯净水；在进行所述内壁的外表面的磨加工时，保持在所述内壁的内表面处充满具有压力的纯净水；

和/或，在所述步骤D中，所述冷却流道加工完成后，对所述冷却流道内表面进行磨加工，进行所述磨加工时，保持在所述内壁的内表面处充满具有压力的纯净水。

8.根据权利要求6所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，所述步骤E中，所述焊接采用真空环境下的扩散焊接或扩散钎焊。

9.根据权利要求8所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，进行所述扩散焊接时，采用的扩散连接模具包括若干与所述内壁贴合的胀瓣，所述胀瓣中部设有胀芯，所述胀芯呈圆锥形；或者

所述扩散连接模具为包套，所述包套与所述内壁内侧面紧贴，并且所述包套的两端均与所述外壳固定连接；所述包套内部及所述外壳外部设有惰性气体，且该惰性气体连接加压装置，所述包套与所述外壳之间焊接形成的密封腔连接抽真空装置。

10.根据权利要求6所述的发汗材料内壁火箭发动机燃烧室的制造方法，其特征在于，还包括步骤F.性能测试：

向所述冷却流道内动态打压，打压过程中补充打压介质，补充从所述内壁的微孔泄漏的部分，并维持预定压力和预定时间；

和/或，利用熔化的蜡堵塞所述内壁的微孔，然后向所述冷却流道内静态打压，并维持预定压力和预定时间，打压完成后，加热去除内壁微孔内的蜡。