一种液体火箭发动机的推力室制造技术

本实用新型专利技术涉及一种液体火箭发动机的推力室，包括燃烧室和喷管，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通。本实用新型专利技术的液体火箭发动机的推力室利用集合器结构代替连接管路，取消了管路组件，减少了零件数量及焊缝数量，简化了设计结构。利用集合器结构增加了燃烧室和喷管的连接强度，提高了设计可靠性。

A thrust chamber of liquid rocket engine

The utility model relates to a thrust chamber of a liquid rocket engine, which comprises a combustion chamber and a nozzle, wherein the combustion chamber and the nozzle are communicated through a collector. The thrust chamber of the liquid rocket engine of the utility model uses the collector structure to replace the connecting pipeline, cancels the pipeline components, reduces the number of parts and welds, and simplifies the design structure. The strength of the connection between the combustor and the nozzle is increased by using the collector structure, and the design reliability is improved.

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机的推力室
本技术涉及推力室
，具体涉及一种液体火箭发动机的推力室。
技术介绍
液体火箭发动机(LiquidRocketMotor)是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等，两者储存在不同的储箱中。液体火箭发动机工作时(以双组元泵压式液体火箭发动机为例)，推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。液体火箭发动机推力室一般分为燃烧室(或称作身部)及喷管两部分，部分方案还包括喷管延伸段。通常燃烧室多采用再生冷却结构，喷管则有再生冷却结构、排放冷却结构、气膜冷却结构、辐射冷却结构或以上几种复合冷却的结构。目前，再生冷却燃烧室和喷管之间通过集合器和连接管路进行连接，如果设置较少的连接管路，会造成流动均匀性差，且管路通径过大；如果设置较多的连接管路，虽可改善流动均匀性，缩小管路通径，但会带来管路数量及焊缝数量增多的问题，增加了结构的复杂性，增加成本，降低了可靠性。
技术实现思路
为解决现有技术存在的技术缺陷和不足，本技术提供了一种液体火箭发动机的推力室。具体地，本技术一个实施例提出的一种液体火箭发动机的推力室，包括燃烧室和喷管，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通。在本技术的一个实施例中，所述集合器内设置有若干通孔结构，以使所述燃烧室和所述喷管连通。在本技术的一个实施例中，所述通孔结构的数量为30-360个。在本技术的一个实施例中，所述通孔结构的形状为圆形。在本技术的一个实施例中，所述通孔结构的直径为1-10mm。在本技术的一个实施例中，所述集合器内设置有加强筋结构。在本技术的一个实施例中，所述集合器与所述燃烧室、所述喷管均为焊接连接。与现有技术相比，本技术的有益效果：本技术的液体火箭发动机的推力室利用集合器结构代替连接管路，取消了管路组件，减少了零件数量及焊缝数量，简化了设计结构。利用集合器结构增加了燃烧室和喷管的连接强度，提高了设计可靠性。本技术实施例利用集合器内的通孔结构代替管路的作用，增大了流通面积，使得流体具有更好的流动均匀性和更低的局部流阻。本技术实施例通过在集合器内部增加若干通孔结构，实现提升了由燃烧室流入喷管的流体的流动均匀性，降低了因上游(集合器)流动不均对下游(喷管)的影响。本技术实施例通过在集合器内部设置的加强筋结构，提高集合器自身强度，同时使燃烧室和喷管连为一体，提升了连接强度。附图说明图1为本技术实施例提供的一种传统的液体火箭发动机的推力室的结构示意图；图2为本技术实施例提供的一种液体火箭发动机的推力室的结构示意图。具体实施方式下面结合具体实施例对本技术做进一步详细的描述，但本技术的实施方式不限于此。将理解的是，当元件被称作“连接”或者“结合”到另一个元件时，它可以直接连接或直接结合到另一个元件，或者可以存在中间元件。相反，当元件被称作“直接连接”或者“直接结合”到另一个元件时，不存在中间元件。相同的附图标记始终表示相同的元件。为了便于描述，在这里可使用空间相对术语，如“在…之下”、“在…下方”、“下面的”、“在…上方”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个元件或特征与另一个元件或特征的关系。将理解的是，空间相对术语意在包含除了在附图中描述的方位之外的装置在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的装置被翻转，则描述为“在”其他元件或特征“下方”或“之下”的元件随后将被定位为“在”其他元件或特征“上方”。因而，示例术语“在…下方”可包括“在…上方”和“在…下方”两种方位。所述装置可被另外定位(旋转90度或者在其他方位)，并对在这里使用的空间相对描述语做出相应的解释。文中，诸如“第一”和“第二”等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。实施例一液体火箭发动机是一种使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。液体火箭发动机工作时，将推进剂输送进入推力室，推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气，燃烧室产生的高温气体经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。请参见图1，图1为本技术实施例提供的一种传统的液体火箭发动机的推力室的结构示意图。目前，传统的再生冷却燃烧室和喷管通常采用法兰连接或者焊接连接，燃烧室和喷管的内部流道不直接连通，通常是通过集合器与管路间接连通。具体结构为燃烧室的再生冷却流道末端与燃烧室集合器连通，喷管的再生冷却流道末端与喷管集合器连通，燃烧室集合器与喷管集合器之间通过一条或多条管路连通。但是该种结构的结构复杂，可靠性较差，且其流动均匀性与管路的数量有关。本技术实施例根据现有的液体火箭发动机的推力室的特点，提供了一种新的液体火箭发动机的推力室。请参见图2，图2为本技术实施例提供的一种液体火箭发动机的推力室的结构示意图。本实施例提供了一种液体火箭发动机的推力室，该推力室包括燃烧室、喷管和集合器，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通，该集合器用于将燃烧室的高温气体之间输送至喷管中。具体地，燃烧室的再生冷却流道末端的出口处与集合器的一端连通，喷管的再生冷却流道末端的入口处与该集合器的另一端连通，从而使得燃烧室中的高温高压燃气，直接经过集合器流向喷管中，在喷管中被加速成超声速气流向后喷出。本实施例的推力室将燃烧室集合器与喷管集合器合二为一，直接通过一个共用的集合器将燃烧室和喷管的内部流道连通。减少了集合器的数量，且取消了多条连接管路。该集合器横跨燃烧室和喷管的内部流道的出口，将燃烧室和喷管自身的连接包含在集合器内部，全部连接结构只需要一个部件(集合器)即可完成。本技术的液体火箭发动机的推力室利用集合器结构代替连接管路、燃烧室集合器和喷管集合器，取消了管路组件，减少了液体火箭发动机推力室的零件数量及焊缝数量，简化了设计结构。利用集合器结构增加了燃烧室和喷管的连接强度，提高了设计可靠性。进一步地，该集合器为一种半圆形结构，且该集合器包括腔体和设本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种液体火箭发动机的推力室，其特征在于，包括燃烧室和喷管，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通。/n

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机的推力室，其特征在于，包括燃烧室和喷管，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通。


2.根据权利要求1所述的推力室，其特征在于，所述集合器内设置有若干通孔结构，以使所述燃烧室和所述喷管连通。


3.根据权利要求2所述的推力室，其特征在于，所述通孔结构的数量为30-360个。


4.根据权利...

【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：新型
国别省市：北京;11