CN214145703U

CN214145703U - 增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管

Info

Publication number: CN214145703U
Application number: CN202120232723.XU
Authority: CN
Inventors: 李睿智; 金平; 都冠全; 戚亚群
Original assignee: Beihang University
Current assignee: Beihang University
Priority date: 2021-01-27
Filing date: 2021-01-27
Publication date: 2021-09-07
Anticipated expiration: 2031-01-27

Abstract

本申请涉及航空航天技术领域，尤其设计一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，包括拉瓦尔喷管，拉瓦尔喷管包括顺次连通的收敛段、喉部以及扩张段；拉瓦尔喷管的外侧壁与内侧壁之间形成有冷却空间；内侧壁的外表面上间隔设置有多个肋条且肋条呈螺旋状延伸。本申请中的所述肋条呈螺旋状延伸，在所述内侧壁、所述外侧壁以及相邻所述肋条之间围设有冷却流道，即相邻所述的冷却流道同样为螺旋状延伸，本申请的螺旋状冷却流道可以提高冷却剂的流速，增大喷管的壁面与冷却剂换热系数，有效降低内侧壁温度，相比于直槽具有更好的冷却效果。

Description

增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管

技术领域

本申请涉及航天航空技术领域，尤其是涉及一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管。

背景技术

液体火箭发动机是指使用液态的燃料和氧化剂作为能源的火箭发动机，其组成包括：推力室、推进剂供应系统和发动机控制系统等。其中推力室是将推进剂的化学能转化为喷气动能的组件，主要由喷注器、燃烧室和喷管组成。其中，喷管使高温燃气膨胀和加速，产生高速射流；液体火箭发动机工作时，推力室内喷管喉部环境最为恶劣，最高燃气温度超过3800K，远远超出了推力室结构材料所能承受的温度，针对与此问题，现有的通过冷却剂对推力室进行降温，冷却剂通过冷却通道时，带走燃气传给推力室内壁的热量，冷却剂自身温度升高，然后经喷注器进入燃烧室，内壁传出的热量被冷却剂带入燃烧室，得以“再生”，因此称这种对流外冷却方法为再生冷却。

现有的冷却通道位于喷管的内外壁的夹层中，在加工过程中，先在内壁的外表面铣出槽，然后再与外壁装配在一起，在炉子里钎焊而成；然而现有的冷却通道均是矩形的，这种直槽的冷却通道其冷却效率有限，达不到预期的冷却效果。

实用新型内容

本申请的目的在于提供一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，在一定程度上以解决现有技术中的直槽冷却通道冷却效果不好的技术问题。

本申请提供了一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，包括拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管包括顺次连通的收敛段、喉部以及扩张段；所述拉瓦尔喷管的外侧壁与内侧壁之间形成有冷却空间；

所述冷却空间内设置有多个肋条且所述肋条沿所述拉瓦尔喷管的轴线方向呈螺旋状延伸，所述内侧壁、所述外侧壁以及相邻所述肋条之间围设成冷却流道，所述冷却流道用于通入冷却剂。

在上述技术方案中，进一步地，垂直于所述拉瓦尔喷管的螺旋线的任一截面处的所述肋条的宽度相等。

在上述技术方案中，进一步地，所述冷却流道的螺旋角度设置在35-45°之间。

在上述技术方案中，进一步地，所述所述外侧壁、所述内侧壁以及所述肋条均采用3D打印形成。

在上述技术方案中，进一步地，所述肋条的高度设置在1.5-3mm之间；所述肋条的宽度设置在0.8-1.5mm之间。

在上述技术方案中，进一步地，还包括集液环，所述集液环与所述收敛段远离所述喉部的一侧连通，所述集液环内形成有集液腔，所述集液腔用于存储所述冷却剂。

在上述技术方案中，进一步地，所述集液环的外侧壁上连通有接管嘴，所述冷却剂通过所述接管嘴导入至所述集液腔内。

在上述技术方案中，进一步地，沿所述集液环的周向设置有流入口，所述接管嘴与所述流入口对接。

在上述技术方案中，进一步地，还包括导通部，所述导通部与所述扩张段远离所述喉部的一侧导通，所述导通部的侧壁上开设有导通孔，所述冷却剂通过所述冷却流道后经过所述导通孔导出。

在上述技术方案中，进一步地，所述导通孔设置有多个，多个所述导通孔沿所述导通部的周向间隔设置。

在上述技术方案中，进一步地，所述拉瓦尔喷管由铜或不锈钢材质形成。

与现有技术相比，本申请的有益效果为：

本申请提供了一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，包括拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管包括顺次连通的收敛段、喉部以及扩张段；所述拉瓦尔喷管的外侧壁与内侧壁之间形成有冷却空间；所述冷却空间内设置有多个肋条且所述肋条沿所述拉瓦尔喷管的轴线方向呈螺旋状延伸，所述内侧壁、所述外侧壁以及相邻所述肋条之间围设成冷却流道，所述冷却流道用于通入冷却剂。

具体地，本申请中的所述肋条呈螺旋状延伸，在所述内侧壁、所述外侧壁以及相邻所述肋条之间围设有冷却流道，即相邻所述的冷却流道同样为螺旋状延伸，本申请的螺旋状冷却流道可以提高冷却剂的流速，增大拉瓦尔喷管的壁面与冷却剂换热系数，有效降低内侧壁温度，相比于矩形槽(直槽)具有更好的冷却效果。

更具体地，螺旋状延伸的冷却流道使得冷却剂在相同的截面处温度分布均匀，防止某处出现冷却剂过热气化造成推力室局部破坏。

附图说明

为了更清楚地说明本申请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申请的一些实施方式，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为本申请实施例一提供的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管局部剖开的结构示意图；

图2为本申请实施例一提供的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管的结构示意图；

图3为本申请实施例一提供的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管中的冷却流道的螺旋线的示意图。

图中：100-拉瓦尔喷管；101-收敛段；102-喉部；103-扩张段；104-外侧壁；105-内侧壁；106-冷却空间；107-肋条；108-冷却流道；109-集液环；110-流入口；111-接管嘴；112-导通部；113-导通孔。

具体实施方式

提供以下具体实施方式以帮助读者获得对这里所描述的方法、设备和/或系统的全面理解。然而，在理解本申请的公开内容之后，这里所描述的方法、设备和/或系统的各种改变、修改及等同物将是显而易见的。例如，这里所描述的操作的顺序仅仅是示例，其并不限于这里所阐述的顺序，而是除了必须以特定顺序发生的操作之外，可做出在理解本申请的公开内容之后将是显而易见的改变。此外，为了提高清楚性和简洁性，可省略本领域中已知的特征的描述。

这里所描述的特征可以以不同的形式实施，并且不应被解释为局限于这里所描述的示例。更确切地说，已经提供了这里所描述的示例仅用于示出在理解本申请的公开内容之后将是显而易见的实现这里描述的方法、设备和/或系统的诸多可行方式中的一些方式。

在整个说明书中，当元件(诸如，层、区域或基板)被描述为“在”另一元件“上”、“连接到”另一元件、“结合到”另一元件、“在”另一元件“之上”或“覆盖”另一元件时，其可直接“在”另一元件“上”、“连接到”另一元件、“结合到”另一元件、“在”另一元件“之上”或“覆盖”另一元件，或者可存在介于它们之间的一个或更多个其他元件。相比之下，当元件被描述为“直接在”另一元件“上”、“直接连接到”另一元件、“直接结合到”另一元件、“直接在”另一元件“之上”或“直接覆盖”另一元件时，可不存在介于它们之间的其他元件。

如在此所使用的，术语“和/或”包括所列出的相关项中的任何一项和任何两项或更多项的任何组合。

尽管可在这里使用诸如“第一”、“第二”和“第三”的术语来描述各个构件、组件、区域、层或部分，但是这些构件、组件、区域、层或部分不受这些术语所限制。更确切地说，这些术语仅用于将一个构件、组件、区域、层或部分与另一构件、组件、区域、层或部分相区分。因此，在不脱离示例的教导的情况下，这里所描述的示例中所称的第一构件、组件、区域、层或部分也可被称为第二构件、组件、区域、层或部分。

为了易于描述，在这里可使用诸如“在……之上”、“上部”、“在……之下”和“下部”的空间关系术语，以描述如附图所示的一个元件与另一元件的关系。这样的空间关系术语意图除了包含在附图中所描绘的方位之外，还包含装置在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的装置被翻转，则被描述为相对于另一元件位于“之上”或“上部”的元件随后将相对于另一元件位于“之下”或“下部”。因此，术语“在……之上”根据装置的空间方位而包括“在……之上”和“在……之下”两种方位。所述装置还可以以其他方式定位(例如，旋转90度或处于其他方位)，并将对在这里使用的空间关系术语做出相应的解释。

在此使用的术语仅用于描述各种示例，并非用于限制本公开。除非上下文另外清楚地指明，否则单数的形式也意图包括复数的形式。术语“包括”、“包含”和“具有”列举存在的所陈述的特征、数量、操作、构件、元件和/或它们的组合，但不排除存在或添加一个或更多个其他特征、数量、操作、构件、元件和/或它们的组合。

由于制造技术和/或公差，可出现附图中所示的形状的变化。因此，这里所描述的示例不限于附图中所示的特定形状，而是包括在制造期间出现的形状上的改变。

这里所描述的示例的特征可按照在理解本申请的公开内容之后将是显而易见的各种方式进行组合。此外，尽管这里所描述的示例具有各种各样的构造，但是如在理解本申请的公开内容之后将显而易见的，其他构造是可能的。

实施例一

参见图1至图3所示，本申请提供的一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，包括拉瓦尔喷管100，所述拉瓦尔喷管100包括顺次连通的收敛段101、喉部102以及扩张段103；所述拉瓦尔喷管100的外侧壁104与内侧壁105之间形成有冷却空间106；所述内侧壁105的外表面上间隔设置有多个肋条107且所述肋条107呈螺旋状延伸。

具体地，本申请中的所述肋条107呈螺旋状延伸，在所述内侧壁105、所述外侧壁104以及相邻所述肋条107之间围设有冷却流道108，即相邻所述的冷却流道108同样为螺旋状延伸，本申请的螺旋状冷却流道108可以提高冷却剂的流速，增大拉瓦尔喷管100的壁面与冷却剂换热系数，有效降低内侧壁105温度，相比于矩形槽(直槽)具有更好的冷却效果。

更具体地，螺旋状延伸的冷却流道108使得冷却剂在相同的截面处温度分布均匀，防止某处出现冷却剂过热气化造成推力室局部破坏。

优选地，所述拉瓦尔喷管100采用铜或不锈钢材质。

在该实施例中，考虑到拉瓦尔喷管100包括顺次连通的收敛段101、喉部102以及扩张段103(拉瓦尔喷管100的结构为不规整结构)，另外考虑到螺旋状延伸的冷却流道108其空间几何形状复杂，如果利用传统的铣床或加工中心难以加工，而本申请中的所述外侧壁104、所述内侧壁105以及所述肋条107均采用3D打印(增材制造)形成，采用3D打印技术加工所述外侧壁104、所述内侧壁105以及所述肋条107，第一方面，减少了焊接、电铸等加工过程，减少了材料的浪费、减少了加工工序、缩短了加工时间，进而提高了工作效率；第二方面，3D打印技术为一体化加工成型技术，具体工艺为基于金属粉末的激光选区融化技术(SLM)，其保障了冷却流道108的密封性；第三方面，可以有效降低冷却流道108的应力集中、减轻例如现有技术中通过焊接技术进行加工过程中，焊接点对喷管带来的无谓重量，在减重同时提高了喷管的强度；第三方面，能够调节所述冷却流道108的宽度，进而提高冷却效果。

除此之外，借助3D打印技术可实现肋条107高度和肋条107宽度的可变性；这样可以在热载荷很大的喉部102处减小肋条107宽度增加肋条107高度，以增加喉部102处的冷却剂流量，增加冷却效果；

进一步地，在远离喉部102的地方热载荷相对较小，可以适当增加肋条107宽度。

图3展示出由螺旋形的所述肋条107、所述内侧壁105、所述外侧壁104围设的螺旋形的冷却流道108的螺旋线数学模型，该螺旋线可以看做一个做螺旋运动P点的运动轨迹，本申请中采取的螺旋线可以理解为，将动点P的运动分为两个方向上的运动，分别为沿x轴方向的直线运动V_x和与x轴垂直平面上的圆周运动V_t与V_n。其中沿x轴方向的直线运动为匀速直线运动，与x轴垂直平面上的圆周运动为匀角速度圆周运动。此时P点的运动轨迹即为本申请中螺旋形的冷却流道108的螺旋线数学模型。

在该实施例中，同一位置上的多个所述肋条107的横截面上的宽度相等，进一步地，所述肋条107的高度设置在1.5-3mm之间；所述肋条107的宽度设置在0.8-1.5mm之间。

在该实施例中，所述冷却流道108的螺旋角度设置在35°-45°之间。具体地，根据传热计算，螺旋形的冷却流道108与轴线的角度在35°-45°范围内时，其冷却效果最好。

结合图1和图2所示：在该实施例中，所述增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管还包括集液环109和导通部112，所述集液环109与所述收敛段101远离所述喉部102的一侧连通，所述集液环109内形成有集液腔，所述集液腔用于存储所述冷却剂；所述集液环109的外侧壁104上连通有接管嘴111，所述冷却剂通过所述接管嘴111导入至所述集液腔内；所述导通部112与所述扩张段103远离所述喉部102的一侧导通，所述导通部112的侧壁上开设有导通孔113，所述冷却剂通过所述冷却流道108后经过所述导通孔113导出。

优选地，沿所述集液环109的周向设置有流入口110，所述接管嘴111与所述流入口110对接。

优选地，所述集液环109采用焊接的方式焊机在所述收敛段101上。

优选地，所述接管嘴111采用焊接的方式焊接在所述集液环109上。

具体地，在实际的使用过程中，首先冷却剂通过所述接管嘴111并通过流入口110流入至所述集液环109的所述集液腔内，然后通过冷却流道108实现热交换，最后热交换之后的冷却剂通过所述导通孔113导出所述导通部112。

更具体地，所述导通孔113设置有多个，多个所述导通孔113沿所述导通部112的周向间隔设置。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本申请进行了详细的说明，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，或者对其中部分或者全部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申请各实施例技术方案的范围。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本申请的范围之内并且形成不同的实施例。

Claims

1.一种增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，包括拉瓦尔喷管，所述拉瓦尔喷管包括顺次连通的收敛段、喉部以及扩张段；其特征在于，所述拉瓦尔喷管的外侧壁与内侧壁之间形成有冷却空间；

2.根据权利要求1所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，垂直于所述喷管的螺旋线的任一截面处的所述冷却流道的宽度相等。

3.根据权利要求2所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述冷却流道的螺旋角度设置在35°-45°之间。

4.根据权利要求1所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述外侧壁、所述内侧壁以及所述肋条均采用3D打印形成。

5.根据权利要求1所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述肋条的高度设置在1.5-3mm之间；所述肋条的宽度设置在0.8-1.5mm之间。

6.根据权利要求1所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，还包括集液环，所述集液环与所述收敛段远离所述喉部的一侧连通，所述集液环内形成有集液腔，所述集液腔用于存储所述冷却剂。

7.根据权利要求6所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述集液环的外侧壁上连通有接管嘴，所述冷却剂通过所述接管嘴导入至所述集液腔；沿所述集液环的周向设置有流入口，所述接管嘴与所述流入口对接。

8.根据权利要求1所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，还包括导通部，所述导通部与所述扩张段远离所述喉部的一侧导通，所述导通部的侧壁上开设有导通孔，所述冷却剂通过所述冷却流道后经过所述导通孔导出。

9.根据权利要求8所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述导通孔设置有多个，多个所述导通孔沿所述导通部的周向间隔设置。

10.根据权利要求1所述的增材制造液体火箭发动机再生冷却螺旋通道喷管，其特征在于，所述拉瓦尔喷管由铜或不锈钢材质形成。