一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构制造技术

本发明专利技术提供了一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段和氧化剂冷却段；燃料冷却段设置有燃料进口，燃料进口集液腔，冷却槽，连接槽，燃料出口集液腔和燃料出口；氧化剂冷却段设置有氧化剂进口，氧化剂进口集液腔，连接槽，冷却槽，氧化剂出口和密封槽。本发明专利技术实现了一体化双冷却身部结构，适合于采用增材制造技术进行生产。

A Double Cooling Regenerative Cooling Body Structure for Liquid Rocket Engine

The invention provides a dual cooling regenerative cooling body structure of liquid rocket engine, which includes: fuel cooling section and oxidizer cooling section; fuel cooling section is provided with fuel inlet, fuel inlet collecting chamber, cooling tank, connecting slot, fuel outlet collecting chamber and fuel outlet; oxidizer cooling section is provided with oxidizer inlet, oxidizer inlet collecting chamber, connecting slot and cooling slot. The oxidizer outlet and sealing groove. The invention realizes an integrated double cooling body structure, and is suitable for production by using the added material manufacturing technology.

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构
本专利技术涉及火箭驱动设备领域，具体地，涉及一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构。
技术介绍
液体火箭发动机大多采用再生冷却方式实现身部的冷却，并采用液态氧化剂/液态燃料作为冷却剂，是保护推力室免受热流烧坏的有效而经济的方式。双冷却再生冷却身部采用氧化剂和燃料同时冷却的方式，主要针对性解决单冷却身部结构冷却温升不足的难题，其常规生产采用机械加工和内外壁面扩撒焊接的方式，工艺复杂、生产周期长、成本高。而采用增材制造技术，生产一体成型，能在很大程度上降低再生冷却身部生产成本和缩短生产周期。然而，采用增材制造技术进行再生冷却身部的生产，由于流道结构复杂，成型困难，其结构的适应性是迫切需要解决的难题。
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构。根据本专利技术提供的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段1和氧化剂冷却段2；燃料冷却段1设置有燃料进口11，燃料进口集液腔12，冷却槽13，连接槽14，燃料出口集液腔15和燃料出口16；氧化剂冷却段2设置有氧化剂进口21，氧化剂进口集液腔22，连接槽14，冷却槽13，氧化剂出口23和密封槽24；冷却槽13分为轴向槽131和周向槽132；液态燃料经燃料进口11进入燃料进口集液腔12，通过轴向槽131和周向槽132均匀分流，经连接槽14进入燃料出口集液腔15，并从燃料出口16流出，实现燃料冷却段1冷却；液态氧化剂从氧化剂进口21进入氧化剂进口集液腔22，经连接槽14分流均匀进入冷却槽13，并通过氧化剂出口23流出，实现氧化剂冷却段2冷却。较佳的，周向槽132为环形槽道，槽道型面为梯形，可有效防止生产过程中槽道塌陷的风险。较佳的，周向槽132的梯形斜边与水平方向夹角为60°。较佳的，连接槽14为带圆弧的四边形，可有效实现冷却槽和集液腔之间的光滑连接。较佳的，所述燃料为液甲烷，氧化剂为液氧。与现有技术相比，本专利技术具有如下的有益效果：1、设计的身部结构为一体化结构，灵活实现了双推进剂冷却结构设计，适合于采用增材制造技术进行生产；2、独特连接槽结构设计，实现了冷却槽与积液腔之间的光滑过渡；3、独特周向槽结构，槽道型面为梯形，梯形斜边与水平面的夹角为60°，适合于采用增材制造技术。附图说明通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1是本专利技术的纵向剖面结构示意图；图2是本专利技术的横向剖面结构示意图；图3是本专利技术轴向冷却槽旋转剖面示意图；图4是本专利技术周向环形槽道型面示意图；图5是本专利技术连接槽旋转结构示意图；图6是本专利技术双集液腔结构示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。如图1至图6所示，本专利技术提供的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，包括：燃料冷却段1和氧化剂冷却段2。燃料冷却段1设置有燃料进口11，燃料进口集液腔12，冷却槽13，连接槽14，燃料出口集液腔15和燃料出口16；氧化剂冷却段2设置有氧化剂进口21，氧化剂进口集液腔22，连接槽14，冷却槽13，氧化剂出口23和密封槽24；冷却槽13分为轴向槽131和周向槽132。液态燃料经燃料进口11进入燃料进口集液腔12，通过轴向槽131和周向槽132均匀分流，经连接槽14进入燃料出口集液腔15，并从燃料出口16流出，实现燃料冷却段1冷却。液态氧化剂从氧化剂进口21进入氧化剂进口集液腔22，经连接槽14分流均匀进入冷却槽13，并通过氧化剂出口23流出，实现氧化剂冷却段2冷却。周向槽132为环形槽道，槽道型面为梯形，可有效防止生产过程中槽道塌陷的风险。周向槽132的梯形斜边与水平方向夹角为60°。连接槽14为带圆弧的四边形，可有效实现冷却槽和集液腔之间的光滑连接。本专利技术的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，适应于采用增材制造技术进行生产，具备生产一体化、性能优良等优点。以上对本专利技术的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本专利技术并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本专利技术的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，其特征在于，包括：燃料冷却段(1)和氧化剂冷却段(2)；燃料冷却段(1)设置有燃料进口(11)，燃料进口集液腔(12)，冷却槽(13)，连接槽(14)，燃料出口集液腔(15)和燃料出口(16)；氧化剂冷却段(2)设置有氧化剂进口(21)，氧化剂进口集液腔(22)，连接槽(14)，冷却槽(13)，氧化剂出口(23)和密封槽(24)；冷却槽(13)分为轴向槽(131)和周向槽(132)；液态燃料经燃料进口(11)进入燃料进口集液腔(12)，通过轴向槽(131)和周向槽(132)均匀分流，经连接槽(14)进入燃料出口集液腔(15)，并从燃料出口(16)流出，实现燃料冷却段(1)冷却；液态氧化剂从氧化剂进口(21)进入氧化剂进口集液腔(22)，经连接槽(14)分流均匀进入冷却槽(13)，并通过氧化剂出口(23)流出，实现氧化剂冷却段(2)冷却。

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构，其特征在于，包括：燃料冷却段(1)和氧化剂冷却段(2)；燃料冷却段(1)设置有燃料进口(11)，燃料进口集液腔(12)，冷却槽(13)，连接槽(14)，燃料出口集液腔(15)和燃料出口(16)；氧化剂冷却段(2)设置有氧化剂进口(21)，氧化剂进口集液腔(22)，连接槽(14)，冷却槽(13)，氧化剂出口(23)和密封槽(24)；冷却槽(13)分为轴向槽(131)和周向槽(132)；液态燃料经燃料进口(11)进入燃料进口集液腔(12)，通过轴向槽(131)和周向槽(132)均匀分流，经连接槽(14)进入燃料出口集液腔(15)，并从燃料出口(16)流出，实现燃料冷却段(1...

【专利技术属性】
技术研发人员：曾夜明，许宏博，金盛宇，杨芳芳，刘昌国，程诚，林庆国，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31