用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室制造技术

本实用新型专利技术提供了一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室，用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；第一肋条设置在外壁和内壁之间，第一肋条在其高度方向的一侧与外壁连接，另一侧与所述内壁连接；相邻第一肋条与内壁和外壁构成冷却通道；第二肋条设置在冷却通道中，第二肋条在其高度方向的一侧与内壁连接，另一侧与外壁间隔设置。本实用新型专利技术提供的冷却夹套通过在液体火箭发动机推力室的常规冷却夹套内增设第二肋条的方式来增大换热面积，能够提高常规冷却夹套的换热能力，具有更佳的降温效果。

Cooling jacket and thrust chamber for liquid rocket engine thrust chamber

【技术实现步骤摘要】
用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室
本技术涉及液体火箭发动机领域，特别是一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室。
技术介绍
推力室作为液体火箭发动机的重要组成部分，其主要作用是为推进剂的燃烧提供场所，从而产生推力。液体火箭发动机的推力室工作在高温高压大热流燃气环境下，燃气温度通常高达3000℃以上，因此需要对推力室进行可靠冷却以保证其结构不被燃气破坏。目前国内外主流的液体火箭发动机中的推力室采用常规冷却夹套进行冷却。该常规冷却夹套是在推力室身部的内壁外表面铣槽，铣槽内壁与推力室的外壁构成冷却通道。现有的这种常规冷却夹套存在以下问题：(1)在冷却夹套结构的压力损失一定的情况下，无法进一步提高常规冷却夹套的换热能力。(2)冷却夹套结构各段的换热能力是变化的，无法实现各段换热能力的均衡。
技术实现思路
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本技术提供了一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套及推力室。根据本技术实施例的第一方面，本技术提供了一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；所述第一肋条设置在所述外壁和内壁之间，所述第一肋条在其高度方向的一侧与所述外壁连接，其另一侧与所述内壁连接；相邻所述第一肋条与所述内壁和外壁构成冷却通道；所述第二肋条设置在所述冷却通道中，所述第二肋条沿其高度方向的一侧与所述内壁连接，另一侧与所述外壁间隔设置。上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，各所述冷却通道中均至少设置有一根所述第二肋条。进一步地，当各所述冷却通道中设置有一根所述第二肋条时，所述第二肋条设置在其所在冷却通道宽度方向的中部。进一步地，所述第二肋条的横截面的面积为其所在冷却通道横截面面积的1/4-1/2。上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，当各所述冷却通道中设置有两根以上所述第二肋条时，各所述第二肋条沿其所在冷却通道的宽度方向均匀间隔设置在其所在的冷却通道中。进一步地，一个冷却通道中的各所述第二肋条的横截面的面积之和为该冷却通道横截面面积的1/4-1/2。上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，所述第二肋条的高度为所述第一肋条的高度的1/3-2/3。上述用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套中，所述第二肋条的横截面的形状为长方形、三角形或梯形。根据本技术实施例的第二方面，本技术还提供了一种推力室，其包括推力室身部，所述推力室身部包括依次设置的柱形段、喉部和锥形段；从所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐渐收缩；从所述喉部再到所述锥形段，所述推力室身部逐渐扩张；所述柱形段采用权利要求1-8任一项所述冷却夹套；在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷却夹套中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐减小。根据本技术实施例的第三方面，本技术还提供了一种推力室，其包括推力室身部，所述推力室身部包括依次设置的柱形段、喉部和锥形段，从所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐渐收缩；从所述喉部再到所述锥形段，所述推力室身部逐渐扩张；所述柱形段和锥形段均采用权利要求1-8任一项所述冷却夹套；在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷却通道中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐减小；在所述喉部，所述第二肋条的高度和宽度均减小至0；在所述喉部向所述锥形段的方向上，所述锥形段的所述冷却通道中所述第二肋条的高度和宽度的至少之一逐渐增大。本技术的冷却夹套至少具有如下之一的有益效果：(1)本技术提供的冷却夹套通过在液体火箭发动机推力室的常规冷却夹套内增加第二肋条的方式增大换热面积，第二肋条的阻流较小，有助于形成可靠的冷却性能，能够进一步提高常规冷却夹套的换热能力，能够防止高压高温燃气对液体火箭发动机推力室的性能损阻，具有更佳的降温效果。(2)本技术推力室采用常规冷却夹套内增设第二肋条的冷却夹套结构，在热流气体的热流密度相对较小的部位，通过增设的第二肋条增大换热面积，而且第二肋条的高度和宽度的变化可以与推力室身部的形状变换相适应，这就使得推力室各段的换热能力能够相对均衡。(3)与现有技术相比，本技术结合推力室的结构和推力室内热流气体的热流密度，通过调整第二肋条的高度、宽度和冷却通道的数量等参数，能够提高冷却夹套加工制造的可行性。附图说明下面的附图是本技术的说明书的一部分，其绘示了本技术的示例实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本技术的原理。图1是现有技术中液体火箭发动机推力室身部的结构示意图。图2是图1沿A-A方向的常规冷却夹套的局部结构示意图。图3为本技术用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套的横截面的局部放大结构示意图。附图标记说明：1、常规冷却夹套；11、外壁；12、内壁；13、第一肋条；14、冷却通道；15、第二肋条；2、燃气舱；10、柱形段；20、喉部；30、锥形段。具体实施方式现详细说明本技术的多种示例性实施方式，该详细说明不应认为是对本技术的限制，而应理解为是对本技术的某些方面、特性和实施方案的更详细的描述。在不背离本技术的范围或精神的情况下，可对本技术说明书的具体实施方式做多种改进和变化，这对本领域技术人员而言是显而易见的。由本技术的说明书得到的其他实施方式对技术人员而言是显而易见得的。本申请说明书和实施例仅是示例性的。需要说明的是以下各实施例中相同或相似部分可以相互参考，在一些实施例中未详细说明的内容可以参见其他实施例中相同或相似的内容。图1是现有技术中液体火箭发动机推力室身部的结构示意图。图2是图1沿A-A方向的常规冷却夹套的局部结构示意图。如图1所示，推力室身部包括中空的常规冷却夹套1，常规冷却夹套1内部形成燃气舱2。具体地，沿推力室身部的长度方向，推力室身部先收缩后扩张，其包括依次设置的柱形段10、喉部20和锥形段30。柱形段10和锥形段30的直径均大于喉部20的直径。如图2所示，常规冷却夹套1包括外壁11、内壁12和第一肋条13。第一肋条13设置在外壁11和内壁12之间，其沿宽度方向的一侧与外壁11连接，另一侧与内壁12连接。相邻第一肋条13与内壁12和外壁11构成供冷却液流动的冷却通道14。通常，第一肋条13通过内壁12铣槽得到。在冷却通道14沿推力室身部从柱形段10到锥形段30的方向设置时，冷却通道14内的低温高压的冷却剂可以按照从推力室身部的柱形段10到锥形段30的方向正向通过或者反向通过(在冷却通道14沿其它方向时，相应地，冷却剂可以在冷却通道14内沿其它方向流动)。燃气舱2中有高温高压的热流气体按照从推力室身部的柱形段10到锥形段30的方向正向流过。高温高压的热流气体从燃气舱2中流过时，通过内壁12和第一肋条13与冷却通道14中通过的低温高压的冷却剂进行热交换，从本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；/n所述第一肋条设置在所述外壁和内壁之间，所述第一肋条在其高度方向的一侧与所述外壁连接，另一侧与所述内壁连接；/n相邻所述第一肋条与所述内壁和外壁构成冷却通道；/n所述第二肋条设置在所述冷却通道中，所述第二肋条在其高度方向的一侧与所述内壁连接，另一侧与所述外壁间隔设置。/n

【技术特征摘要】
1.一种用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，包括：外壁、内壁、第一肋条和第二肋条；
所述第一肋条设置在所述外壁和内壁之间，所述第一肋条在其高度方向的一侧与所述外壁连接，另一侧与所述内壁连接；
相邻所述第一肋条与所述内壁和外壁构成冷却通道；
所述第二肋条设置在所述冷却通道中，所述第二肋条在其高度方向的一侧与所述内壁连接，另一侧与所述外壁间隔设置。


2.根据权利要求1所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，各所述冷却通道中均至少设置有一根所述第二肋条。


3.根据权利要求2所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，当各所述冷却通道中设置有一根所述第二肋条时，所述第二肋条设置在其所在冷却通道宽度方向的中部。


4.根据权利要求3所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，所述第二肋条的横截面的面积为其所在冷却通道横截面面积的1/4-1/2。


5.根据权利要求2所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，当各所述冷却通道中设置有两根以上所述第二肋条时，各所述第二肋条沿其所在冷却通道的宽度方向均匀间隔设置在其所在的冷却通道中。


6.根据权利要求5所述的用于液体火箭发动机推力室的冷却夹套，其特征在于，一个冷却通道中的各所述第二肋条的横截面的面积之和为该冷却通道...

【专利技术属性】
技术研发人员：宣智超，袁宇，
申请(专利权)人：蓝箭航天空间科技股份有限公司，
类型：新型
国别省市：北京;11