CN209818184U - 用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室，用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；第一肋条设置在外壁和内壁之间，第一肋条在其高度方向的一侧与外壁连接，另一侧与所述内壁连接；相邻第一肋条与内壁和外壁构成冷却通道；第二肋条设置在冷却通道中，第二肋条在其高度方向的一侧与内壁连接，另一侧与外壁间隔设置。本实用新型提供的冷却夹套通过在液体火箭发动机推力室的常规冷却夹套内增设第二肋条的方式来增大换热面积，能够提高常规冷却夹套的换热能力，具有更佳的降温效果。

Description

用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室

技术领域

本实用新型涉及液体火箭发动机领域，特别是一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室。

背景技术

推力室作为液体火箭发动机的重要组成部分，其主要作用是为推进剂的燃烧提供场所，从而产生推力。液体火箭发动机的推力室工作在高温高压大热流燃气环境下，燃气温度通常高达3000℃以上，因此需要对推力室进行可靠冷却以保证其结构不被燃气破坏。

目前国内外主流的液体火箭发动机中的推力室采用常规冷却夹套进行冷却。该常规冷却夹套是在推力室身部的内壁外表面铣槽，铣槽内壁与推力室的外壁构成冷却通道。现有的这种常规冷却夹套存在以下问题：(1)在冷却夹套结构的压力损失一定的情况下，无法进一步提高常规冷却夹套的换热能力。(2)冷却夹套结构各段的换热能力是变化的，无法实现各段换热能力的均衡。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本实用新型提供了一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室。

根据本实用新型实施例的第一方面，本实用新型提供了一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；

所述第一肋条设置在所述外壁和内壁之间，所述第一肋条在其高度方向的一侧与所述外壁连接，其另一侧与所述内壁连接；

相邻所述第一肋条与所述内壁和外壁构成冷却通道；

所述第二肋条设置在所述冷却通道中，所述第二肋条沿其高度方向的一侧与所述内壁连接，另一侧与所述外壁间隔设置。

上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，各所述冷却通道中均至少设置有一根所述第二肋条。

进一步地，当各所述冷却通道中设置有一根所述第二肋条时，所述第二肋条设置在其所在冷却通道宽度方向的中部。

进一步地，所述第二肋条的横截面的面积为其所在冷却通道横截面面积的1/4-1/2。

上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，当各所述冷却通道中设置有两根以上所述第二肋条时，各所述第二肋条沿其所在冷却通道的宽度方向均匀间隔设置在其所在的冷却通道中。

进一步地，一个冷却通道中的各所述第二肋条的横截面的面积之和为该冷却通道横截面面积的1/4-1/2。

上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，所述第二肋条的高度为所述第一肋条的高度的1/3-2/3。

上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，所述第二肋条的横截面的形状为长方形、三角形或梯形。

根据本实用新型实施例的第二方面，本实用新型还提供了一种推力室，其包括推力室身部，所述推力室身部包括依次设置的柱形段、喉部和锥形段；从所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐渐收缩；从所述喉部再到所述锥形段，所述推力室身部逐渐扩张；

所述柱形段采用权利要求1-8任一项所述冷却夹套；

在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷却夹套中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐减小。

根据本实用新型实施例的第三方面，本实用新型还提供了一种推力室，其包括推力室身部，所述推力室身部包括依次设置的柱形段、喉部和锥形段，从所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐渐收缩；从所述喉部再到所述锥形段，所述推力室身部逐渐扩张；

所述柱形段和锥形段均采用权利要求1-8任一项所述冷却夹套；

在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷却通道中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐减小；在所述喉部，所述第二肋条的高度和宽度均减小至0；在所述喉部向所述锥形段的方向上，所述锥形段的所述冷却通道中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐增大。

本实用新型的冷却夹套至少具有如下之一的有益效果：

(1)本实用新型提供的冷却夹套通过在液体火箭发动机推力室的常规冷却夹套内增加第二肋条的方式增大换热面积，第二肋条的阻流较小，有助于形成可靠的冷却性能，能够进一步提高常规冷却夹套的换热能力，能够防止高压高温燃气对液体火箭发动机推力室的性能损阻，具有更佳的降温效果。

(2)本实用新型推力室采用常规冷却夹套内增设第二肋条的冷却夹套结构，在热流气体的热流密度相对较小的部位，通过增设的第二肋条增大换热面积，而且第二肋条的高度和宽度的变化可以与推力室身部的形状变换相适应，这就使得推力室各段的换热能力能够相对均衡。

(3)与现有技术相比，本实用新型结合推力室的结构和推力室内热流气体的热流密度，通过调整第二肋条的高度、宽度和冷却通道的数量等参数，能够提高冷却夹套加工制造的可行性。

附图说明

下面的附图是本实用新型的说明书的一部分，其绘示了本实用新型的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本实用新型的原理。

图1是现有技术中液体火箭发动机推力室身部的结构示意图。

图2是图1沿A-A方向的常规冷却夹套的局部结构示意图。

图3为本实用新型用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套的横截面的局部放大结构示意图。

附图标记说明：

1、常规冷却夹套；11、外壁；12、内壁；13、第一肋条；14、冷却通道；15、第二肋条；

2、燃气舱；

10、柱形段；20、喉部；30、锥形段。

具体实施方式

现详细说明本实用新型的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本实用新型的限制，而应理解为是对本实用新型的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。

在不背离本实用新型的范围或精神的情况下，可对本实用新型说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本实用新型的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。

需要说明的是以下各实施例中相同或相似部分可以相互参考，在一些实施例中未详细说明的内容可以参见其他实施例中相同或相似的内容。

图1是现有技术中液体火箭发动机推力室身部的结构示意图。图2是图1沿A-A方向的常规冷却夹套的局部结构示意图。

如图1所示，推力室身部包括中空的常规冷却夹套1，常规冷却夹套1内部形成燃气舱2。具体地，沿推力室身部的长度方向，推力室身部先收缩后扩张，其包括依次设置的柱形段10、喉部20和锥形段30。柱形段10和锥形段30的直径均大于喉部20的直径。

如图2所示，常规冷却夹套1包括外壁11、内壁12和第一肋条13。第一肋条13设置在外壁11和内壁12之间，其沿宽度方向的一侧与外壁11连接，另一侧与内壁12连接。相邻第一肋条13与内壁12和外壁11构成供冷却液流动的冷却通道14。通常，第一肋条13通过内壁12铣槽得到。

在冷却通道14沿推力室身部从柱形段10到锥形段30的方向设置时，冷却通道14内的低温高压的冷却剂可以按照从推力室身部的柱形段10到锥形段30的方向正向通过或者反向通过(在冷却通道14沿其它方向时，相应地，冷却剂可以在冷却通道14内沿其它方向流动)。燃气舱2中有高温高压的热流气体按照从推力室身部的柱形段10到锥形段30的方向正向流过。

高温高压的热流气体从燃气舱2中流过时，通过内壁12和第一肋条13与冷却通道14中通过的低温高压的冷却剂进行热交换，从而达到降低热流气体温度的目的，防止推力室身部被热流气体破坏。

为提高常规冷却夹套1的换热能力，可以通过增加冷却通道14的数量来增加换热面积的方式实现。然而，现有推力室身部采用的常规冷却夹套1中，受限于内外壁11的连接工艺，构成冷却通道14的第一肋条13的宽度不能无限地减小，也就不能无限地增加冷却通道14的数量。

为提高常规冷却夹套1的换热能力，还可以通过增加构成冷却通道14的第一肋条13的高度来增加换热面积的方式实现。然而，一方面，由于第一肋条13表面的热流气体的热流密度随着第一肋条13增高的方向逐渐降低，因此随着第一肋条13的不断增高，常规冷却夹套1的冷却能力的增量是逐渐降低的；另一方面，加工制造过高的第一肋条13是非常困难的。

因此，在常规冷却夹套1的压力损失一定的情况下，冷却通道14的数量和第一肋条13的高度都是存在极限值的，也就无法通过增加冷却通道14的数量和第一肋条13的高度来不断提高常规冷却夹套1的换热能力。

另外，由于推力室身部为先收缩后扩张的结构，而相邻冷却通道14之间的第一肋条13的宽度是相等的，因此沿推力室身部的长度方向，冷却通道14的宽度是变化的，这就导致常规冷却夹套1各段的冷却能力是变化的，无法实现各段冷却能力的均衡。

为解决常规冷却夹套1存在的上述技术问题，如图3所示，本实用新型用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套在常规冷却夹套1中增设第二肋条15。其中，第二肋条15设置在冷却通道14中，第二肋条15的一侧与内壁12连接，其另一侧(即第二肋条的另一侧与推力室外壁间隔设置)。

例如，各冷却通道14中可以均至少设置有一根第二肋条15。当各冷却通道14中设置有一根第二肋条15时，第二肋条15可以设置在其所在冷却通道14宽度方向的中部，从而改善冷却液与热流热交换的均衡性。当各冷却通道14中设置有两根以上第二肋条15时，各第二肋条15沿其所在冷却通道的宽度方向均匀间隔设置在其所在冷却通道14中。

第二肋条15可以与内壁12一体成型，也可以通过焊接方式与内壁12连接在一起。优选地，第二肋条15由金、银或铜等导热性能好的金属材料制成。

为达到较好的换热性能，可以将第二肋条15的高度设置为第一肋条13的高度的1/3-2/3。

当冷却通道14中设置有一根第二肋条15时，该第二肋条15的横截面的面积为其所在冷却通道14横截面面积的1/4-1/2。当冷却通道14中设置有两根以上第二肋条15时，一个冷却通道中的各第二肋条15的横截面的面积之和为其所在冷却通道14横截面面积的1/4-1/2。

为增加第二肋条15与冷却剂的换热面积，第二肋条15的横截面的形状可以根据需要设置为长方形、三角形或梯形等。

基于本实用新型提供的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，本实用新型还提供了一种推力室，其包括推力室身部，推力室身部先收缩后扩张，其包括依次设置的柱形段10、喉部20和锥形段30。从张柱形段10到喉部20，推力室身部逐渐收缩；从喉部20到锥形段30，推力室身部逐渐扩张。

在一种实施例中，推力室身部的柱形段10采用上述任一本实用新型提供的冷却夹套，推力室身部的喉部20和锥形段30均采用常规冷却夹套1。本实用新型提供的冷却夹套和常规冷却夹套1的内部共同形成燃气舱2。

本实用新型提供的冷却夹套和燃气舱2的形状随推力室身部的形状变化而变换。

具体地，在推力室身部的柱形段10向喉部20的方向上，随着推力室身部的形状变化，冷却夹套中第二肋条15的高度和宽度的至少之一逐渐减小。

在推力室身部的喉部20，第二肋条15的高度和宽度均为0，即此处不设置第二肋条15。

推力室身部的柱形段10通过采用本实用新型提供的冷却夹套，该冷却夹套在常规冷却夹套1中增设第二肋条15，能够增加换热面积，从而提高常规冷却夹套1的换热能力。采用本实施例提供的推力室能够对燃气舱2中通过的热流气体进行冷却。

另外，由于第二肋条15的高度和宽度均随着推力室身部的形状变化而适应性变化，而且第二肋条15的横截面积相对于第二肋条15所在的冷却通道14的横截面积较小，因此第二肋条15的设置对冷却通道14流阻的影响较小。

为进一步对燃气舱2中通过的热流气体进行冷却，在另一种实施例中，推力室身部的柱形段10和锥形段30均采用上述任一本实用新型提供的冷却夹套，该冷却夹套内部形成燃气舱2。

本实用新型提供的冷却夹套和燃气舱2的形状随推力室身部的形状变化而变换。

具体地，在推力室身部的柱形段10向喉部20的方向上，随着推力室身部的形状的变化，冷却夹套中第二肋条15的高度和宽度的至少之一逐渐减小。

在推力室身部的喉部20，第二肋条15在冷却夹套中截断，即在喉部20第二肋条15的高度和宽度均为0。

在推力室身部的喉部20向锥形段30的方向上，冷却夹套中第二肋条15的高度和宽度的至少之一逐渐增大。在推力室身部的锥形段30的大口径侧，第二肋条15的高度和宽度都达到最大值。

对于常规冷却夹套1来说，由于第一肋条13的形状不随推力室身部形状的变化而变化，且第一肋条13的横截面积固定不变，因此在推力室身部的喉部20，热流气体的热流密度最大，该处的冷却能力最强，能够获得最佳的冷却效果。

对于常规冷却夹套1中热流气体的热流密度相对较小的部位，通过在常规冷却夹套1中增设第二肋条15，能够增大这些部位的换热面积，提高其换热能力，从而实现常规冷却夹套1各段换热能力的均衡，进一步提高推力室的使用寿命，并间接提高推力室的各项性能指标。

本实用新型不仅考虑到推力室在高压高温环境下推力室整体性能的提升，也考率到冷却夹套整体加工工艺的可实现性，还使得最佳冷却性能与冷却通道14的强度、常规结构、常用性能计算进行关联，能够充分利用冷却通道14的槽宽和现有结构，在有限的圆周空间上进一步提高冷却效果，增加热流气体密度大的区域的热交换频率，对于加工制造和提升推力室的整体性能来说具有一定的优势。

以上所述仅为本实用新型示意性的具体实施方式，在不脱离本实用新型的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本实用新型保护的范围。

Claims (10)

1.一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；

所述第一肋条设置在所述外壁和内壁之间，所述第一肋条在其高度方向的一侧与所述外壁连接，另一侧与所述内壁连接；

相邻所述第一肋条与所述内壁和外壁构成冷却通道；

所述第二肋条设置在所述冷却通道中，所述第二肋条在其高度方向的一侧与所述内壁连接，另一侧与所述外壁间隔设置。

2.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，各所述冷却通道中均至少设置有一根所述第二肋条。

3.根据权利要求2所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，当各所述冷却通道中设置有一根所述第二肋条时，所述第二肋条设置在其所在冷却通道宽度方向的中部。

4.根据权利要求3所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，所述第二肋条的横截面的面积为其所在冷却通道横截面面积的1/4-1/2。

5.根据权利要求2所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，当各所述冷却通道中设置有两根以上所述第二肋条时，各所述第二肋条沿其所在冷却通道的宽度方向均匀间隔设置在其所在的冷却通道中。

6.根据权利要求5所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，一个冷却通道中的各所述第二肋条的横截面的面积之和为该冷却通道横截面面积的1/4-1/2。

7.根据权利要求1-6任一项所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，所述第二肋条的高度为所述第一肋条的高度的1/3-2/3。

8.根据权利要求1-6任一项所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，所述第二肋条的横截面的形状为长方形、三角形或梯形。

9.一种推力室，其特征在于，包括推力室身部，所述推力室身部包括依次设置的柱形段、喉部和锥形段；从所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐渐收缩；从所述喉部再到所述锥形段，所述推力室身部逐渐扩张；

所述柱形段采用权利要求1-8任一项所述冷却夹套；

在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷却夹套中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐减小。

10.一种推力室，其特征在于，包括推力室身部，所述推力室身部包括依次设置的柱形段、喉部和锥形段，从所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐渐收缩；从所述喉部再到所述锥形段，所述推力室身部逐渐扩张；

所述柱形段和锥形段均采用权利要求1-8任一项所述冷却夹套；

在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷却夹套中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐减小；在所述喉部，所述第二肋条的高度和宽度均减小至0；在所述喉部向所述锥形段的方向上，所述锥形段的所述冷却夹套中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐增大。