一种热防护装置以及液体运载火箭制造方法及图纸

本发明专利技术提供了一种热防护装置以及液体运载火箭，热防护装置包括设置于液体运载火箭底部的第一冷却结构，所述第一冷却结构一端与推进剂输送系统连通，另一端连通至液体运载火箭发动机的推力室，通过流经所述第一冷却结构的推进剂与所述液体运载火箭进行对流换热。如此设计，利用液体运载火箭发动机的推进剂低温特性，对液体运载火箭底部进行主动冷却，极大提升了运载火箭底部的热防护性能，所适用的热环境范围超过传统的被动式热防护结构。冷却完成的推进剂进入发动机系统进行燃烧，实现推进剂的合理利用。

A Thermal Protection Device and a Liquid Launch Vehicle

The invention provides a thermal protection device and a liquid launch vehicle. The thermal protection device comprises a first cooling structure arranged at the bottom of the liquid launch vehicle. The first cooling structure is connected with the propellant delivery system at one end and the other end to the thrust chamber of the liquid launch vehicle engine, and is carried out by the propellant flowing through the first cooling structure and the liquid launch vehicle. Convection heat transfer. In this way, the active cooling of the bottom of the liquid launch vehicle is carried out by using the propellant cryogenic characteristics of the liquid launch vehicle engine, which greatly improves the thermal protection performance of the bottom of the launch vehicle, and the applicable thermal environment is beyond the traditional passive thermal protection structure. Cooled propellant enters the engine system for combustion to achieve the rational use of propellant.

【技术实现步骤摘要】
一种热防护装置以及液体运载火箭
本专利技术涉及航空航天设备
，具体涉及一种热防护装置以及液体运载火箭。
技术介绍
液体运载火箭底部由于液体运载火箭发动机喷流产生的气动加热和辐射加热，液体运载火箭底部有液体运载火箭发动机管路、电气设备等，需要采取热防护措施。现有一次性使用液体运载火箭底部一般采用玻璃钢、柔性高温绝热布等复合材料制成底部热防护结构。可重复使用液体运载火箭在返回再入过程中受到大气气动加热和喷流加热的双重影响，热环境明显高于传统的一次性使用液体运载火箭，底部热防护面临着巨大的技术挑战。传统的被动式热防护材料和结构利用材料烧蚀原理或者材料本身的耐高温、低热导率特性实现热防护。烧蚀类材料在再入过程的高热流、高动压条件下会出现严重的烧蚀、剥蚀问题，为满足再入段热防护性能，需要提高热防护结构厚度，带来重量的大大提升，且每次返回后需要对热防护层进行更换，无法实现可重复使用。高性能非烧蚀耐高温材料，如新型的C/SiC、C/C、超高温陶瓷等，加工生产难度大，成本很高，存在损伤容限小，脆性较大等问题，在重复使用条件下容易损坏。
技术实现思路
因此，本专利技术要解决的技术问题在于克服现有技术中的热防护结构热防护效率低，可重复使用性能差的不足缺陷，从而提供一种热防护装置以及液体运载火箭。本专利技术提供的一种热防护装置，包括设置于液体运载火箭底部的第一冷却结构，所述第一冷却结构一端与推进剂输送系统连通，另一端连通至液体运载火箭发动机的推力室，通过流经所述第一冷却结构的推进剂与所述液体运载火箭进行对流换热。可选的，所述第一冷却结构包括基板、设置于所述基板的第一冷却管路以及位于所述第一冷却管路入口端和出口端的入口集液器和出口集液器。可选的，所述第一冷却管路设置有多根，多根所述第一冷却管路密集设置。可选的，所述第一冷却管路环绕所述液体运载火箭底部的中轴线延伸设置。可选的，所述第一冷却管路为设置于所述基板内部。可选的，所述第一冷却管路为与所述基板一体成型的圆形截面细管、矩形截面细管或U形截面通道。可选的，还包括设置于所述推力室的第二冷却结构，所述第一冷却机构的出口端通过第二连接管路与所述第二冷却结构的入口端相连，所述第二冷却结构的出口端与所述发动机连通。可选的，还包括设置于所述推进剂输送系统与所述第二连接管路之间的第四连接管路，连通所述第一冷却结构的出口端与所述发动机的第五连接管路以及对应所述第二连接管路、所述第四连接管路和所述第五连接管路分别设置的第二控制阀、第四控制阀和第五控制阀。可选的，还包括设置于所述第一冷却结构出口处的温度检测装置以及与所述温度检测装置电连接的控制器，所述控制器根据所述温度检测装置检测的温度信息控制所述第二控制阀、所述第四控制阀和所述第五控制阀。本专利技术同时提供一种液体运载火箭，包括上述任一项所述的热防护装置。本专利技术技术方案，具有如下优点：本专利技术提供的一种热防护装置，利用液体运载火箭发动机的推进剂低温特性，对液体运载火箭底部进行主动冷却，极大提升了运载火箭底部的热防护性能，所适用的热环境范围超过传统的被动式热防护结构。冷却完成的推进剂进入发动机系统进行燃烧，实现推进剂的合理利用。附图说明为了更清楚地说明本专利技术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专利技术的一些实施方式，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为本专利技术的第一种实施方式中提供的第一冷却结构的结构示意图；图2为本专利技术的第一种实施方式中提供的一种热防护装置的工作原理图A；图3为本专利技术的第一种实施方式中提供的一种热防护装置的工作原理图B；图4为本专利技术的第一种实施方式中提供的一种热防护装置的工作原理图C。附图标记说明：1－入口集液器、2－出口集液器、3－第一冷却管路、4－基板、5－第一连接管路、6－第一冷却结构、7－推力室、8－第二冷却结构、9－第二连接管路、10－第三连接管路、11－第五连接管路、12－第四连接管路。具体实施方式下面将结合附图对本专利技术的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护的范围。图1至图4示出了本专利技术提供的一种热防护装置实施例。该热防护装置应用于液体运载火箭。液体运载火箭包括推进剂输送系统和发动机系统，发动机系统包括推力室7、预燃室和燃气发生器。热防护装置包括设置于液体运载火箭底部的第一冷却结构6和设置于推力室7的第二冷却结构8。请参考图1，第一冷却结构6采用平板式再生冷却结构，包括基板4、第一冷却管路3以及两个集液器。基板4为设置于液体运载火箭底部的板状结构，第一冷却管路3设置于基板4内部，与基板4形成一体化面板。第一冷却管路3可以采用多种形式，包括但不限于波纹板和管束式结构，如圆形截面细管、矩形截面细管、U形截面通道等。集液器包括分别位于第一冷却管路3入口端和出口端的入口集液器1和出口集液器2。本实施例中，第一冷却管路3为环绕液体运载火箭底部中轴线延伸的环形管路，且设置有多根，多根环形管路密集布置，密集布置的环形管路能够起到加强肋的功能，实现承载功能。入口集液器1通过第一连接管路5与液体运载火箭的推进剂输送系统连接，实现分流目的。推进剂输送系统通过第一连接管路5和入口集液器1向第一冷却管路3输送推进剂。推进剂为低温介质，在第一冷却管路3中通过对流换热的形式带走液体运载火箭底部的气动加热和辐射加热。通过上述描述可以看出，本专利技术采用上述结构实现了液体运载火箭底部热防护与气动力承载功能的一体化。出口集液器2实现合流功能，并通过第二连接管路9与第二冷却结构8相连。第二冷却管路设置于推力室7，通过推进剂与推力室7的对流换热实现对推力室7进行冷却，第二冷却结构8通过第三连接管路10与推力室7相连。该热防护装置还包括连通推进剂输送系统与第二连接管路9的第四连接管路12，以及，连通出口集液器2与推力室7的第五连接管路11。对应第二连接管路9、第四连接管路12和第五连接管路11分别设置有第二控制阀、第四控制阀和第五控制阀。该热防护装置还包括设置于第一冷却结构6出口处的温度检测装置以及与温度检测装置电连接的控制器，控制器根据温度检测装置检测的温度信息控制第二控制阀、第四控制阀和第五控制阀。具体控制如下：推进剂由推进剂输运系统管路通过入口集液器1进入第一冷却管路3，对液体运载火箭底部结构进行对流冷却后，从出口集液器2流出。根据温度检测装置检测的自第一冷却结构6流出的推进剂温度，其流向有三种方案：1当流出的推进剂温度较低时，控制器控制第二控制阀开启，第四控制阀和第五控制阀关闭。请参考图2，推进剂从第一冷却结构6流出后通过第二连接管路9进入第二冷却结构8；自第二冷却结构8流出的推进剂通过第三连接管路10进入发动机系统的推力室7/预燃室/燃气发生器参与燃烧；即先对热环境相对低的液体运载火箭底部进行冷却，再对热环境更为严酷的发动机推力室7进行冷却。2当流出的推进剂温度较高时，无法满足推力室7冷却要求，控制器控制第五控制阀开启，第二控制阀和第四控制本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种热防护装置，其特征在于：包括设置于液体运载火箭底部的第一冷却结构(6)，所述第一冷却结构(6)一端与推进剂输送系统连通，另一端连通至液体运载火箭发动机的推力室(7)，通过流经所述第一冷却结构(6)的推进剂与所述液体运载火箭进行对流换热。

【技术特征摘要】
1.一种热防护装置，其特征在于：包括设置于液体运载火箭底部的第一冷却结构(6)，所述第一冷却结构(6)一端与推进剂输送系统连通，另一端连通至液体运载火箭发动机的推力室(7)，通过流经所述第一冷却结构(6)的推进剂与所述液体运载火箭进行对流换热。2.根据权利要求1所述的热防护装置，其特征在于：所述第一冷却结构(6)包括基板(4)、设置于所述基板(4)的第一冷却管路(3)以及位于所述第一冷却管路(3)入口端和出口端的入口集液器(1)和出口集液器(2)。3.根据权利要求2所述的热防护装置，其特征在于：所述第一冷却管路(3)设置有多根，多根所述第一冷却管路(3)密集设置。4.根据权利要求1所述的热防护装置，其特征在于：所述第一冷却管路(3)环绕所述液体运载火箭底部的中轴线延伸设置。5.根据权利要求4所述的热防护装置，其特征在于：所述第一冷却管路(3)为设置于所述基板(4)内部。6.根据权利要求5所述的热防护装置，其特征在于：所述第一冷却管路(3)为与所述基板(4)一体成型的圆形截面细管、矩形截面细...

【专利技术属性】
技术研发人员：不公告发明人，
申请(专利权)人：北京星际荣耀空间科技有限公司，
类型：发明
国别省市：北京,11