引射火箭及其热防护结构与热防护方法技术

本发明专利技术公开了一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构与方法，将其分为前缘头锥和推力室两个部分分别进行冷却。对于前缘头锥部分，采用层板发汗冷却进行热防护。推力室部分采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却方式，排放冷却采用螺旋形冷却通道结构。排放冷却同时对燃烧室外表面和内表面进行冷却，喷管部分冷却效果不好，对喷管部分再进行多孔发汗冷却。本发明专利技术提供的热防护方法与结构，冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的。

Ejector rocket and its thermal protection structure and thermal protection method

The invention discloses a thermal protection structure and method for TRRE ejector rocket by using combined cooling of exhaust and sweat, which is divided into two parts: front cone and thrust chamber for cooling respectively. For the leading edge cone part, the transpiration cooling of the laminate is used for thermal protection. The thrust chamber adopts the combined cooling mode of exhaust cooling and transpiration cooling, and the exhaust cooling adopts the spiral cooling passage structure. At the same time, the exhaust cooling can cool both the outer and inner surfaces of the combustion chamber. The cooling effect of the nozzle part is not good, and the nozzle part is cooled by porous sweating. The thermal protection method and structure provided by the invention have good cooling effect, less required coolant, high reliability, and can achieve reusable purposes.

【技术实现步骤摘要】
引射火箭及其热防护结构与热防护方法
本专利技术涉及一种TRRE发动机中引射火箭的热防护结构和方法，具体为利用排放和发汗复合冷却对TRRE发动机中引射火箭进行热防护。
技术介绍
长期以来，世界各国一直在加大对太空资源的利用和开发，但更多的是活动在20km以内的大气层和地球轨道上，对于处于两者之间的临近空间(约20-100km)却关注较少。随着科技水平和空天一体化作战理念的发展，各国开始关注处于空天之间的临近空间。临近空间飞行器作为快速往返于天地之间的重要工具，其核心技术之一就是动力系统，并且对其提出了更高的要求，需要具备高性能、低成本、宽速域、可重复使用、轻质量、高机动能力等特点。涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机(Turbo-aidedRocket-augmentedRamjetCombinedCycleEngine，TRRE)便是一种能够满足要求的组合发动机。TRRE发动机是一种将涡轮、火箭和冲压发动机通过结构高度集成、热力循环和工作过程的有机组合而形成的高度一体化的吸气式组合循环发动机。引射火箭在其中的作用是当飞行器进行速度改变而推力不足时提供推力或者利用火箭燃气射流点火。引射火箭放置在高速通道即冲压通道中，在该通道中，引射火箭前缘面临着高超声速气流的冲刷。并且当发动机高速通道工作时，冲压发动机燃烧室内燃料燃烧，引射火箭将一直处在高温燃气中，燃气温度范围高达2000～3000K。当引射火箭自己工作时，火箭推力室内的热流和温度也是目前的材料无法承受的。在如此高的温度下，为了使引射火箭能够不被烧毁、保持外形和结构完整，必须采用主动热防护的方式对其进行热防护。目前对于引射火箭的热防护方法为：前缘部分可参考飞行器前缘，主要采用烧蚀热防护、热障涂层和发汗冷却的热防护方法。烧蚀热防护仅能一次使用，不宜在可重复使用的发动机中使用，并且烧蚀层消耗掉以后会改变发动机型面。热障涂层和发汗冷却应用广泛，并且发汗冷却被认为是最有发展前景的新型冷却技术，具有冷却能力强、冷却效果好、使用冷却剂更少的特点，是解决引射火箭前缘高温高热流的有效技术。但是传统的自发汗和多孔介质发汗冷却在局部过热时，造成局部流阻增大进而冷却介质不从该处通过，造成局部过热处的扩大和恶化。并且由于引射火箭处于冲压燃烧室中，燃烧室中的高温燃气极易造成冷却通道的堵塞，影响冷却效果。对于火箭推力室部分，采用再生冷却的方法已经能够满足要求，但是引射火箭在TRRE整个工作周期中的工作时间并不长，吸收热量后的冷却燃料进入火箭燃烧室中将会造成浪费。并且喷管喉部因为存在高热流，冷却能力不足。
技术实现思路
本专利技术的目的是针对TRRE引射火箭的复杂热环境提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构。引射火箭前缘头锥采用层板发汗冷却，解决因燃气中颗粒物堵塞冷却通道产生的局部过热问题；推力室采用排放冷却使冷却剂得到充分利用，喷管部分再增加多孔发汗冷却解决喉部冷却不足的问题。为解决上述问题，本专利技术采用的技术方案为：本专利技术提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥和推力室，所述推力室包括燃烧室和喷管，所述喷管分为喷管内层和喷管外层；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室和喷管外层采用排放冷却结构，所述喷管内层采用多孔发汗冷却结构。进一步，所述层板发汗冷却结构为：采用多个不同大小的层板通过扩散焊焊接形成所述前缘头锥，焊接而成的前缘头锥中心形成冷却剂通道；所述前缘头锥通过冷却剂通道发汗从而在所述前缘头锥的外表面形成层板发汗边界膜；所述层板的中心形成空心腔，当多个不同大小的层板通过扩散焊焊接成前缘头锥后，不同大小的层板的中心腔形成所述冷却剂通道。进一步，所述层板为环形结构，厚度0.1～1mm；所述层板从内往外依次加工出周向分配区、控制流道和散布流道，所述周向分配区、控制流道和散布流道沿层板的圆周方向均匀分布。进一步，所述周向分配区为环形流道，控制流道为细长形结构，散布流道为矩形结构。进一步，喷管外层设置为与引射火箭燃烧室一体的排放冷却结构，喷管内层由金属基或陶瓷基复合材料制成。进一步，所述排放冷却结构为：在所述喷管外层设置有排放通道；所述燃烧室和所述喷管外层的热量通过所述排放通道排出，所述冷却剂流出通道设于所述燃烧室上。进一步，所述前缘头锥和所述推力室之间设置有燃料流道和喷注器，喷注器的端部设有氧化剂入口，所述喷注器内设有燃料喷嘴和氧化剂喷嘴，所述氧化剂喷嘴与氧化剂入口相连，所述燃料流道包括进料口、沿进料口向引射火箭内部延伸的分流通道、沿进料口向燃烧室方向延伸的燃料喷嘴、以及沿进料口向喷管外层延伸的冷却剂进入通道，所述冷却剂进入通道与所述排放通道相连。进一步，所述多孔发汗冷却结构为：在所述喷管的喉部上方设置有储存室，所述储存室连接有储存室通道，储存室通道与排放通道相连，所述储存室用以储存冷却剂，给喷管内层的多孔发汗冷却提供冷却剂，所述喷管内层通过发汗在所述喷管内层的内表面形成喷管边界膜。进一步，所述排放通道采用螺旋形冷却通道结构。本专利技术还提供一种利用排放和发汗复合冷却对引射火箭的热防护方法，采用上述任意所述的热防护结构；所述前缘头锥采用层板发汗冷却，所述燃烧室和喷管外层采用排放冷却，所述喷管内层采用多孔发汗冷却。本专利技术还提供一种引射火箭，所述引射火箭采用上述所述的热防护方法，所述引射火箭安装于TRRE冲压燃烧室内。本专利技术的有益效果：1、本专利技术提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构。引射火箭前缘头锥采用层板发汗冷却，解决因燃气中颗粒物堵塞冷却通道产生的局部过热问题；推力室采用排放冷却使冷却剂得到充分利用，喷管部分再增加多孔发汗冷却解决喉部冷却不足的问题。本专利技术提供的热防护结构和方法，冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的。引射火箭头锥部分采用层板发汗冷却的技术，冷却能力强、冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的；燃烧室采用排放冷却的技术，减少冷却剂的浪费，提高发动机的性能；喷管采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却，充分保证喷管部分的冷却效果。2、TRRE引射火箭可以分为前缘头锥和推力室两个部分进行冷却。对于前缘头锥部分，采用层板发汗冷却进行热防护。整个前缘头锥部分由层板通过扩散焊焊接而成，层板整体为环状，焊接而成的头锥中心部分便形成了冷却剂通道。冷却剂在通过层板的流道时吸收热量，达到前缘头锥表面时形成液膜或气膜(层板发汗边界膜)阻绝传热，达到热防护的目的。推力室部分采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却方式，排放冷却采用螺旋形排放通道进行排放冷却。本专利技术的排放冷却能够同时对燃烧室外表面和内表面进行冷却，喷管部分冷却效果不好，对喷管部分再进行多孔发汗冷却。喷管部分由金属基或陶瓷基复合材料通过不完全致密化工艺(常规工艺)制成，冷却剂可以通过孔隙达到喷管内表面。3、本专利技术所述头锥由层板通过扩散焊焊接而成，层板通过化学蚀刻或光刻的方法在其表面上加工出周向分配区、控制流道和散布流道。冷却剂先由冷却剂通道进入层板的周向分配区，依次流过控制流道和散布流道，在此区间本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，其特征在于，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥(1)和推力室(2)，所述推力室(2)包括燃烧室(20)和喷管(21)，所述喷管(21)分为喷管内层(210)和喷管外层(211)；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥(1)采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室(20)和喷管外层(211)采用排放冷却结构，所述喷管内层(210)采用多孔发汗冷却结构。

【技术特征摘要】
1.一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，其特征在于，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥(1)和推力室(2)，所述推力室(2)包括燃烧室(20)和喷管(21)，所述喷管(21)分为喷管内层(210)和喷管外层(211)；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥(1)采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室(20)和喷管外层(211)采用排放冷却结构，所述喷管内层(210)采用多孔发汗冷却结构。2.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，所述层板发汗冷却结构为：采用多个不同大小的层板(10)通过扩散焊焊接形成所述前缘头锥(1)，焊接而成的前缘头锥(1)中心形成冷却剂通道(11)；所述前缘头锥(1)通过冷却剂通道(11)发汗从而在所述前缘头锥(1)的外表面形成层板发汗边界膜(12)；所述层板(10)的中心形成空心腔(103)，当多个不同大小的层板(10)通过扩散焊焊接成前缘头锥(1)后，不同大小的层板(1)的中心腔(103)形成所述冷却剂通道(11)。3.根据权利要求2所述的热防护结构，其特征在于，所述层板(10)为环形结构，厚度0.1～1mm；所述层板(10)从内往外依次加工出周向分配区(100)、控制流道(101)和散布流道(102)，所述周向分配区(100)、控制流道(101)和散布流道(102)沿层板(10)的圆周方向均匀分布。4.根据权利要求3所述的热防护结构，其特征在于，所述周向分配区(100)为环形流道，控制流道(101)为细长形结构，散布流道(102)为矩形结构。5.根据权利要求1所述的热防护结构，其特征在于，喷管外层(211)设置为与引射火箭燃烧室(20)一体的排放冷却结构，喷管内层(210)由金属基或陶瓷基复...

【专利技术属性】
技术研发人员：罗世彬，席文雄，袁运飞，戴健，许德泉，
申请(专利权)人：中南大学，
类型：发明
国别省市：湖南,43