一种火箭发动机推力室热试用身部模块的制作方法

技术特征：
1.一种火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：包括主冷却剂入口腔(4)、主冷却剂出口腔(5)、辅冷却剂腔体(6)以及沿来流方向从前至后依次同轴连接的燃烧室(1)、连接部(2)和喉道(3)；所述燃烧室(1)包括同轴设置的燃烧室内壳(101)和燃烧室外壳(102)以及设置在燃烧室外壳(102)和燃烧室内壳(101)之间且圆周均布的多个燃烧室冷却通道(103)；所述主冷却剂出口腔(5)设置在燃烧室外壳(102)的前端，且与多个燃烧室冷却通道(103)的前端分别连通；所述喉道(3)包括同轴设置的喉道内壳(31)和喉道外壳(32)以及设置在喉道外壳(32)和喉道内壳(31)之间且圆周均布的多个喉道冷却通道(33)；所述主冷却剂入口腔(4)设置在喉道外壳(32)的后端，且与多个喉道冷却通道(33)的后端分别连通；所述连接部(2)开设有圆周均布的多个辅冷却剂通道(204)和圆周均布的多个连接通道(205)，辅冷却剂通道(204)与连接通道(205)沿圆周方向错位设置且不连通；连接通道(205)的两端分别与燃烧室冷却通道(103)后端、喉道冷却通道(33)前端相连通；每个辅冷却剂通道(204)包括直孔(241)和切向孔(242)，直孔(241)的入口端开口于连接部(2)外壁，出口端与切向孔(242)的入口端相连通，切向孔(242)的出口端开口于连接部(2)内壁；所述辅冷却剂腔体(6)设置在连接部(2)外壁，且与多个直孔(241)的入口端分别连通；所述主冷却剂入口腔(4)、主冷却剂出口腔(5)、辅冷却剂腔体(6)、燃烧室(1)、连接部(2)和喉道(3)为一体件。2.根据权利要求1所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述燃烧室冷却通道(103)和喉道冷却通道(33)均为螺旋结构，且螺旋角为30
°
。3.根据权利要求2所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述燃烧室内壳(101)和燃烧室外壳(102)之间设有圆周均布的多个螺旋燃烧室肋条(104)，相邻2个螺旋燃烧室肋条(104)之间以及燃烧室内壳(101)外壁、燃烧室外壳(102)内壁形成所述燃烧室冷却通道(103)；所述喉道内壳(31)和喉道外壳(32)之间设有圆周均布的多个主螺旋喉道肋条(34)，相邻2个主螺旋喉道肋条(34)之间以及喉道内壳(31)外壁、喉道外壳(32)内壁形成所述喉道冷却通道(33)。4.根据权利要求3所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述连接部(2)包括同轴设置的连接部内壳(201)和连接部外壳(202)以及设置在连接部内壳(201)和连接部外壳(202)之间的环状连接板(203)；所述环状连接板(203)沿轴向开设圆周均布的通孔，作为所述连接通道(205)；所述环状连接板(203)上相邻通孔之间的位置开设所述辅冷却剂通道(204)；所述环状连接板(203)的两端面与螺旋燃烧室肋条(104)后端面、主螺旋喉道肋条(34)前端面之间均存在间隙。5.根据权利要求4所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：相邻2个主螺旋喉道肋条(34)后部之间均布有辅螺旋喉道肋条(35)，将喉道冷却通道(33)后部分为2个第二喉道冷却通道，该喉道冷却通道(33)前部形成与相应2个第二喉道冷却通道连通的第一喉道冷却通道；
所有辅螺旋喉道肋条(35)前端所形成圆的直径与所有主螺旋喉道肋条(34)前端所形成圆的直径相等；所述燃烧室冷却通道(103)的数量与第二喉道冷却通道的数量相等。6.根据权利要求5所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述连接部内壳(201)内壁上设有位于切向孔(242)出口端前侧的环形凸台(26)。7.根据权利要求6所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述燃烧室(1)前端部设有对接法兰(11)，用于与推力室头部对接；所述对接法兰(11)包括同轴设置的法兰内壳和法兰外壳以及设置在法兰内壳和法兰外壳之间且圆周均布的多个螺旋法兰肋条，螺旋法兰肋条的数量与螺旋燃烧室肋条(104)的数量相等，且位置一一对应；相邻2个螺旋法兰肋条之间以及法兰内壳外壁和法兰外壳内壁形成法兰冷却通道(111)，法兰冷却通道(111)的一端与燃烧室冷却通道(103)的前端相连通，另一端与主冷却剂出口腔(5)相连通。8.根据权利要求1至7任一所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述主冷却剂入口腔(4)上布置有主冷却剂入口(13)、入口温度传感器接口(14)和入口压力传感器接口(15)；所述主冷却剂出口腔(5)上布置有主冷却剂出口(16)、出口温度传感器接口(18)和出口压力传感器接口(17)，主冷却剂出口(16)为圆周均布的3个，出口温度传感器接口(18)为周向布置的2个，用于分别安装低温温度传感器和高温温度传感器；所述辅冷却剂腔体(6)上布置有辅冷却剂入口(19)、辅温度传感器接口(21)和辅压力传感器接口(20)；所述主冷却剂入口腔(4)、主冷却剂出口腔(5)和辅冷却剂腔体(6)上还分别布置有主冷却剂入口腔排放口(22)、主冷却剂出口腔排放口(23)和辅冷却剂腔体排放口(24)。9.根据权利要求1所述火箭发动机推力室热试用身部模块，其特征在于：所述燃烧室外壳(102)侧壁或喉道外壳(32)侧壁设有一个平台(25)，用于安装加速度传感器。

技术总结
本发明提供一种火箭发动机推力室热试用身部模块，解决现有火箭发动机推力室身部设计，难以满足长时间热试试验需求、加工复杂、成本较高的问题。该模块包括主冷却剂入口腔、主冷却剂出口腔、辅冷却剂腔体及依次连接的燃烧室、连接部、喉道；燃烧室包括燃烧室内壳、燃烧室外壳、设在燃烧室外壳和燃烧室内壳间的燃烧室冷却通道；主冷却剂出口腔设在燃烧室外壳前端且与燃烧室冷却通道连通；喉道包括喉道内壳、喉道外壳、设在喉道外壳和喉道内壳间的喉道冷却通道；主冷却剂入口腔设在喉道外壳后端且与喉道冷却通道连通；连接部开设有周向错位设置且不连通的多个辅冷却剂通道和连接通道；辅冷却剂腔体设在连接部外壁且与辅冷却剂通道入口端连通。道入口端连通。道入口端连通。


技术研发人员：刘占一 陈宏玉 周康 许婷 王勇 王丹 李舒欣
受保护的技术使用者：西安航天动力研究所
技术研发日：2021.08.31
技术公布日：2021/10/23