一种液体火箭发动机推力室的制作方法

1.本实用新型涉及一种液体火箭发动机推力室热防护方法以及气膜冷却液体火箭发动机推力室，用于液体火箭发动机，属于航天动力领域。


背景技术：

2.在变推力液体火箭发动机中，由于推力调节造成的室压变化，推力室热防护是设计的重点也是难点。如果热防护设计不得当，极易造成发动机烧毁，造成重大损失；如果增加推进剂用于冷却燃烧室内壁的比例，保证热防护的可靠性，又极易降低发动机的燃烧效率，影响发动机的性能指标。
3.火箭发动机的热防护一般采用再生冷却、发汗冷却、屏蔽冷却和液膜冷却等方式。其中再生冷却只能作为辅助冷却手段，不能全部解决发动机推力室的热防护问题，且结构复杂，质量较大；发汗冷却对推力室材料要求很高，在小型液体火箭发动机中难以运用；屏蔽冷却和液膜冷却是在牺牲参与混合燃烧推进剂用量的情况下，分出部分推进剂对推力室内壁进行冷却降温，冷却效果好，但容易降低发动机性能。


技术实现要素：

4.为了解决上述问题，本实用新型旨在提供一种液体火箭发动机推力室，采用自身燃烧室内液体推进剂形成的低温高压区自持气膜冷却的方式，不需要额外从其余装置中引入冷却气体，结构简单、合理、可靠和实用，在不用额外增加冷却燃烧室内壁的推进剂冷却用量，降低其它冷却方式难度的前提下，保证发动机的燃烧效率及性能。
5.为了实现上述目的，本实用新型采用以下技术方案：
6.一种液体火箭发动机推力室，包括推力室头部和推力室收敛段，推力室的燃烧室中设置有至少一条与燃烧室主体空间隔离的气体流道，且气体流道从推力室头部延伸至推力室收敛段，气体流道的入口端与推力室内液体推进剂形成的低温高压燃气区连通，出口端与推力室高温低压燃气区连通。采用自身燃烧室内液体推进剂形成的低温高压区自持气膜冷却的方式，不需要额外从其余装置中引入冷却气体。
7.优选的，所述气体流道与推力室高温低压燃气区连通的一端的位置不超过推力室收敛段所在位置，且位于燃烧室内。
8.优选的，所述气体流道包括多条独立且不连通的气膜通道。
9.优选的，多条所述气膜通道沿着推力室的周向间隔分布。
10.优选的，所述气膜通道包括与推力室轴线平行的直线段，以及与直线段末端连接并与推力室收敛段内壁相交的曲线段。
11.优选的，所述气膜通道的截面呈矩形或者圆形。
12.优选的，多条所述气膜通道的截面面积相等，长度相等，相邻两条气膜通道的间隔相等。
13.优选的，所述气体流道为一条气膜通道，气膜通道同时沿着推力室轴向和推力室
周向延伸。
14.一种液体火箭发动机推力室热防护方法，包括，将燃烧室内液体推进剂形成的低温高压区的低温燃气引入到高温低压区用于形成自持冷却气膜，这里的自持是指自我维持和自我循环的意思，即气膜的气源来自燃烧室内产生的气体。
15.优选的，所述冷却气膜的形成位置位于推力室收敛段和推力室喉部内壁表面。
16.本实用新型将燃烧室内的低温高压区的低温燃气引入高温低压区进行冷却，结构简单可靠，在不影响推力室燃烧效率及发动机性能的条件下，可有效的对变推力小型液体火箭发动机推力室在各个工况下进行有效冷却。
附图说明
17.图1为现有推力室和本实用新型推力室内部结构对比示意图；
18.图2为本实用新型的推力室剖面图；
19.图3为本实用新型的推力室立体图；
20.图4为本实用新型中气膜通道示意图；
21.图中,a
‑
低温高压燃气区；b
‑
燃烧室；c
‑
高温低压燃气区。
具体实施方式
22.下面结合附图和具体实施例对本实用新型作进一步的说明，但不应就此理解为本实用新型所述主题的范围仅限于以下的实施例，在不脱离本实用新型上述技术思想情况下，凡根据本领域普通技术知识和惯用手段做出的各种修改、替换和变更，均包括在本实用新型的范围内。
23.如图1所示，本实用新型在现有一般推力室内壁的基础上，增加一组从推力室头部1区域直通推力室收敛段2的孔作为气膜通道4，如图1所示，将推力室头部1区域液体推进剂形成的低温高压燃气引入高温低压的推力室收敛段2区域。由于气膜通道4与燃烧室主体空间隔离，进入气膜通道4的低温燃气不再参与燃烧室内的混合燃烧，维持低温状态。低温燃气在压差的作用下进入低压高温的推力室收敛段2区域，形成相对低温的冷却气膜，能有效防护受高温高速气流冲刷的推力室收敛段2及推力室喉部3的壁面。
24.如图2～图4所示，气膜通道4为多条独立的不连通的矩形或者圆形截面气体流道，沿着推力室周向间隔布置，气膜通道4的气体出口端位于推力室收敛段2内壁面上，出口端排出的低温燃气在该区域形成冷却气膜，作为推力室收敛段2内壁和推力室喉部3内壁的热防护结构。
25.作为另一种选择，气体流道为一条螺旋状的气膜通道4，以推力室的轴线为轴线，且在气膜通道4对应推力室收敛段2内壁面区域开有多个出气口，将低温燃气排出形成冷却气膜。
26.本实用新型采用液体推进剂形成的低温燃气自持冷却，可以不用额外增加用于冷却燃烧室内壁的推进剂冷却用量，降低其它冷却方式难度的前提下，保证发动机的燃烧效率及性能。本实用新型在液体火箭发动机设计中简单、可靠、实用，为实现高性能高可靠性发动机提供了一种有效的设计手段。


技术特征：
1.一种液体火箭发动机推力室，包括推力室头部(1)和推力室收敛段(2)，其特征在于：推力室的燃烧室中设置有至少一条与燃烧室主体空间隔离的气体流道，且气体流道从推力室头部(1)延伸至推力室收敛段(2)，气体流道的入口端与推力室内液体推进剂形成的低温高压燃气区连通，出口端与推力室高温低压燃气区连通。2.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：所述气体流道与推力室高温低压燃气区连通的一端的位置不超过推力室收敛段(2)所在位置，且位于燃烧室内。3.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：所述气体流道包括多条独立且不连通的气膜通道(4)。4.根据权利要求3所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：多条所述气膜通道(4)沿着推力室的周向间隔分布。5.根据权利要求3所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：所述气膜通道(4)包括与推力室轴线平行的直线段，以及与直线段末端连接并与推力室收敛段(2)内壁相交的曲线段。6.根据权利要求3所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：所述气膜通道(4)的截面呈矩形或者圆形。7.根据权利要求3所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：多条所述气膜通道(4)的截面面积相等，长度相等，相邻两条气膜通道(4)的间隔相等。8.根据权利要求1所述的一种液体火箭发动机推力室，其特征在于：所述气体流道为一条气膜通道(4)，气膜通道(4)同时沿着推力室轴向和推力室周向延伸。

技术总结
本实用新型公开了一种液体火箭发动机推力室，在拉瓦尔喷管基础上在燃烧室内利用低温区的高压燃气对高温低压区进行冷却保护，并相应设计了气膜通道，形成了新的自持气膜冷却的液体火箭发动机推力室结构。本实用新型设计原理简单可靠，结构合理，可有效提高变推力液体火箭发动机推力室的燃烧效率及使用的可靠性。火箭发动机推力室的燃烧效率及使用的可靠性。火箭发动机推力室的燃烧效率及使用的可靠性。


技术研发人员：谢彪 蹇怡 丁洋
受保护的技术使用者：贵州航天朝阳科技有限责任公司
技术研发日：2020.12.18
技术公布日：2021/9/7