一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法技术

本发明专利技术公开了一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，包括由微孔板围成的筒状壳体，筒状壳体的形状与发动机金属外壳的形状相一致，用于套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔，且冷却剂空腔的下端为冷却剂入口，上端为冷却剂出口；在筒状壳体内侧为燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。采用该结构和方法不需要额外引入冷却剂；经多次传热，将发动机金属外壳的温度降至许用温度，满足长时间工作的要求。

A new active passive composite cooling structure and cooling method of microporous plate for Aerospace Power

【技术实现步骤摘要】
一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法
本专利技术属于航天发动机
，尤其涉及一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却方法及结构。
技术介绍
航天发动机在航天运输中起着重要的作用，主要作为动力装置为航天运载器提供推力。在发动机工作过程中，受燃烧室内的高温以及喷管中的高速气流的作用，推力室所处的热环境十分严峻，在某些型号的发动机中，推力室壳体所受热流可高达109J/s·m3之上。在这种情况下，如果没有针对推力室壳体结构进行冷却设计，推力室将面临烧穿甚至炸裂的危险。目前，针对推力室的冷却主要有以下几种方式：再生冷却、膜冷却、发汗冷却以及被动冷却等等。其中，再生冷却是较为常用的一种，通过在推力室壁内加工冷却通道，让冷却剂先通过壁内的冷却通道再进入到喷注器内，通过形成冷却剂与推力室间的对流换热来达到冷却推力室壳体温度的作用；膜冷却也是应用较为广泛的一种，通过在壳体内表面铺设一层液体或气体，使得高温燃气与壳体隔离，从而起到保护发动机壳体的作用；发汗冷却则是将发动机壳体制成多孔材料，在发动机工作时，由于温度梯度的作用，冷却剂本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，包括由微孔板围成的筒状壳体(1)，所述筒状壳体(1)的形状与发动机金属外壳(7)的形状相一致，用于套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)间形成冷却剂空腔(2)，且所述冷却剂空腔(2)的下端为冷却剂入口(3)，上端为冷却剂出口(4)；在所述筒状壳体(1)内侧为燃气腔(6)，所述燃气腔(6)的上端与冷却剂出口(4)相连通，将冷却剂由上端喷入所述燃气腔(6)内；/n在所述微孔板(1)上开设有多个液膜喷射孔(5)，用于连通所述冷却剂空腔(2)和燃气腔(6)，将冷却剂径向喷入所述燃气腔(6)内。/n

【技术特征摘要】
1.一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，包括由微孔板围成的筒状壳体(1)，所述筒状壳体(1)的形状与发动机金属外壳(7)的形状相一致，用于套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)间形成冷却剂空腔(2)，且所述冷却剂空腔(2)的下端为冷却剂入口(3)，上端为冷却剂出口(4)；在所述筒状壳体(1)内侧为燃气腔(6)，所述燃气腔(6)的上端与冷却剂出口(4)相连通，将冷却剂由上端喷入所述燃气腔(6)内；
在所述微孔板(1)上开设有多个液膜喷射孔(5)，用于连通所述冷却剂空腔(2)和燃气腔(6)，将冷却剂径向喷入所述燃气腔(6)内。


2.根据权利要求1所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，各所述液膜喷射孔(5)的孔径为0.05mm-0.5mm。


3.根据权利要求1或2所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述冷却剂空腔(2)的厚度为1-3mm。


4.根据权利要求3所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述筒状壳体(1)的厚度为3mm-5mm。


5.根据权利要求4所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述微孔板(1)选用C/SiC复合材料。


6.一种航天发动机，其特征在于，包括权利要求1-5中任一项所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，还包括发动机金属外壳(7)，所述筒状壳体(1)套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)...

【专利技术属性】
技术研发人员：魏祥庚，李玲玉，朱韶华，秦飞，赵志新，陈博，周之瑶，崔巍，景婷婷，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61