本发明专利技术公开了一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；冷却装置包括冷却壁，冷却壁的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，径向排布均匀，间距相等，相互独立；两端均分别连通至冷却壁两个端面上的三个入口和三个出口；配套油路、气路、信号传输装置包括均与传感执行及电控单元相连的稳压油轨、过滤器、液气分离器和储气装置。本发明专利技术中的三级螺旋式内嵌流管的设计适应于火箭冷却设备一次性利用的需要，可以有效增加冷却设备的工作时间，延缓冷却装置的整体失效。本装置安全可靠，与目前的加工技术发展方向相互匹配。
【技术实现步骤摘要】
可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置
本专利技术涉及航天发射防隔热装置的
，涉及一种采用三级螺旋式内嵌流管进行冷却的用于液体火箭发动机的主动冷却装置，尤其涉及一种用于液体火箭发动机，自带液气分离装置且采用三级螺旋式内嵌流管进行冷却的主动冷却装置。
技术介绍
火箭、航天飞机等航天飞行器在点火时的瞬时温度将达到3000～4000K，随流场情况、使用燃料种类、具体化学反应情形的不同，局部温度可能更高。火焰和燃气流所具有的温度已远远超过大多数常见金属和合金的熔化温度，会造成燃烧室装置和冷却装置快速失效。因此，有效的冷却方案，对于延缓航天发动机的失效，保证其有效工作时间具有极其重要的意义。在航天发动机的整体结构中，喷管(Nozzle)通过喉管(Throat)与燃烧室(CombustionChamber)直接连接；从燃烧室排出的灼热气体并不能直接推动飞行器，而需要在喷管前部的渐缩管中不断加速，再进入渐扩形的喷管中，最终速度可达到3500m/s以上，达到数倍音速，起到反冲的效果。喷管相对于喉管、燃烧室、渐缩管等装置，在竖直方向的尺寸都要更长，同时，喷管整体承受着3000K以上的高温；在高压、高速燃气喷出喷管后，部分研究发现了火焰回流现象，喷管末端和外端面同时也会一定程度上受到高温燃气影响。鉴于喷管很大程度上保障了火箭等航天飞行器推进过程中的动力性，其失效时间与火箭发射稳定性和最终成败息息相关。相关冷却设备的设计，需要综合考虑到喷管、燃烧室及其连接处的渐缩管和喉管。目前，对于火箭发动机的冷却方案主要分为被动冷却和主动冷却两种，其中液体火箭常常选用主动冷却的冷却方式；而对于液体火箭此类高超声速飞行器，再生主动冷却技术被认为是一项具有前景的冷却方案，燃料在进入燃烧室之前，首先作为冷却剂对发动机进行冷却，在此过程中液体燃料发生了一定程度的热裂解，大分子物质裂解为小分子物质；之后未裂解的燃料及燃料的裂解产物进入燃烧室内燃烧。诸多实验研究均证明，再生主动冷却充分结合了燃料的物理热沉和化学热沉，保证了冷却效果，同时，具有优化燃烧的作用。但是，再生主动冷却技术的冷却性能具有两项不可忽略的重要因素：其一，需要保证燃料作为冷却剂的作用时间，充分利用燃料的物理热沉和化学热沉；其二，在充分反应的前提下，燃料将大量气化，而冷却管道中的气化将给冷却系统带来极大的安全隐患。此外，还需要注意冷却的均匀性，以免出现超过承受限度的热应力影响。目前常用的两种冷却管道的加工方式包括铣槽式和焊接管束式，其中铣槽式冷却管道并不利于保证冷却剂的作用时间，同时对整体强度影响较大，无法保证冷却的均匀性；焊接管束式对于加工工艺要求极高，随着喷管横截面积的变化，需要加工出变直径管道，同时薄壁结构也无法经受主动冷却的冷却剂高压，对于相变压力变化的承受能力更弱。目前，再生主动冷却技术在超燃冲压发动机上已有部分应用，但整体仍处于传热、反应动力学等领域的基础研究阶段，目前未报告有相关专利，在相关设备上的应用报告也较为有限。同时，在火箭上应用该项技术的研究也相当有限。如上文所述，如果需要在火箭发动机上进一步引入再生主动冷却技术，需要在保证冷却均匀性和整体强度的同时，设计出能保证冷却作用时间、承压性强，适用于火箭发动机失效时间短的情况的新型冷却设备，同时需要引入气液分离设备。
技术实现思路
针对上述现有技术，本专利技术提出一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括采用三级螺旋式内嵌流管进行冷却的主动冷却装置及其配套的传感执行及电控单元、油轨、储气装置和液气分离装置。它能够实现对液体火箭燃烧室下部空间、渐缩管、喉管、喷管等位置充分、有效、均匀的冷却，保证冷却时间和冷却效果，充分利用主动冷却冷却剂，即自身机载液态燃料的物理热沉和化学热沉，同时实现液气分离，并在结构层面抑制液态燃料气化造成的压力波动对冷却管路的影响。三级螺旋式内嵌流管的设计适应于火箭冷却设备一次性利用的需要，可以有效增加冷却设备的工作时间，延缓冷却装置的整体失效。本装置安全可靠，与目前的加工技术发展方向相互匹配。为了解决上述技术问题，本专利技术提出的一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；所述冷却装置包括冷却壁，所述冷却壁由一回转空心体构成；所述冷却壁的腔体中沿轴向依次为火箭发动机燃烧室，火箭发动机渐缩管和喉管和火箭发动机喷管；所述冷却壁的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；所述三级螺旋冷却流管分别为内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管；所述三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，单节轴向的距离相等，所述三级螺旋冷却流管径向排布均匀，所述内层螺旋冷却流管与中层螺旋冷却流管之间间距和所述中层螺旋冷却流管与外层螺旋冷却流管之间间距相等；所述外层螺旋冷却流管与冷却壁的外侧面的距离按照设计的整体强度来确定；在所述冷却壁几何尺度及整体强度允许的范围内，所述三级螺旋冷却流管之间的间距保持最大值；所述内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管的两端均分别连通至冷却壁两个端面上的三个入口和三个出口；所述配套油路、气路、信号传输装置包括稳压油轨、过滤器、液气分离器、储气装置和传感执行及电控单元；所述过滤器的上游与液体火箭的油料储备装置相连，所述过滤器的下游连接至所述稳压油轨，所述稳压油轨设有油轨压力传感器，所述稳压油轨的上游通过油轨限压阀连接至所述的液体火箭的油料储备装置，所述稳压油轨的下游通过三条相互独立的油路A分别与三个分流器的上游相连，每条油路A上均设有一个阻断阀，所述分流器内设有温度和压力传感器，三个分流器的下游通过三条相互独立的油路B分别与冷却装置的三个入口相连，每条油路B上均设有分流器燃料泵和压力传感器；所述冷却装置的三个出口连接至所述液气分离器的进口，所述液气分离器的出气口连接至所述储气装置，所述液气分离器的出液口通过管路C连接至所述稳压油轨，所述管路C上设有燃料泵和燃料压力传感器，所述燃料泵和所述分流器燃料泵的泵油过程相互独立；所述过滤器、油轨压力传感器、温度和压力传感器、分流器燃料泵、压力传感器、燃料压力传感器、燃料泵均与所述的传感执行及电控单元相连。进一步讲，本专利技术所述的可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，其中：在所述冷却壁的位于所述火箭发动机喷管一侧的端面上沿同一径向线设有三个第一轴向孔，三个第一轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管贯通，三个第一轴向孔即为冷却装置的三个入口；在所述冷却壁的位于所述火箭发动机燃烧室一侧的端面上沿同一径向线设有三个第二轴向孔，三个第二轴向孔分别对应地与所述的内层螺旋冷却流管、中层螺旋冷却流管和外层螺旋冷却流管贯通，三个第二轴向孔即为冷却装置的三个出口。所述过滤器自带燃料泵和阻断阀。所述液气分离器为重力液气分离设备。所述储气装置自带泵气装置、抽吸装置和保护气装置。与现有技术相比，本专利技术的有益效果是：本专利技术所设计的可液气分离的液体火箭发动机多层主动本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；/n所述冷却装置包括冷却壁(1)，所述冷却壁(1)由一回转空心体构成；/n所述冷却壁(1)的腔体中沿轴向依次为火箭发动机燃烧室(2)，火箭发动机渐缩管和喉管(3)和火箭发动机喷管(4)；所述冷却壁(1)的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；/n所述三级螺旋冷却流管分别为内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)；所述三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，所述三级螺旋冷却流管径向排布均匀，所述内层螺旋冷却流管(9)与中层螺旋冷却流管(10)之间间距和所述中层螺旋冷却流管(10)与外层螺旋冷却流管(5)之间间距相等；/n所述外层螺旋冷却流管(5)与冷却壁(1)外侧面的距离按照设计的整体强度来确定；在所述冷却壁(1)几何尺度及整体强度允许的范围内，所述三级螺旋冷却流管之间的间距保持最大值；所述内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)的两端均分别连通至冷却壁(1)两个端面上的三个入口和三个出口；/n所述配套油路、气路、信号传输装置包括稳压油轨(14)、过滤器(15)、液气分离器(27)、储气装置(28)和传感执行及电控单元(21)；所述过滤器(15)的上游与液体火箭的油料储备装置相连，所述过滤器(15)的下游连接至所述稳压油轨(14)，所述稳压油轨(14)设有油轨压力传感器(17)，所述稳压油轨(14)的上游通过油轨限压阀(29)连接至所述的液体火箭的油料储备装置，所述稳压油轨(14)的下游通过三条相互独立的油路A分别与三个分流器(19)的上游相连，每条油路A上均设有一个阻断阀(16)，所述分流器(19)内设有温度和压力传感器(18)，三个分流器(19)的下游通过三条相互独立的油路B分别与冷却装置的三个入口相连，每条油路B上均设有分流器燃料泵(20)和压力传感器；/n所述冷却装置的三个出口连接至所述液气分离器(27)的进口，所述液气分离器(27)的出气口连接至所述储气装置(28)，所述液气分离器(27)的出液口通过管路C连接至所述稳压油轨(14)，所述管路C上设有燃料泵(26)和燃料压力传感器(25)；/n所述过滤器(15)、油轨压力传感器(17)、温度和压力传感器(18)、分流器燃料泵(20)、压力传感器、燃料压力传感器(25)、燃料泵(26)均与所述的传感执行及电控单元(21)相连。/n...
【技术特征摘要】
1.一种可液气分离的液体火箭发动机多层主动冷却装置，包括冷却装置和配套油路、气路及信号传输装置；
所述冷却装置包括冷却壁(1)，所述冷却壁(1)由一回转空心体构成；
所述冷却壁(1)的腔体中沿轴向依次为火箭发动机燃烧室(2)，火箭发动机渐缩管和喉管(3)和火箭发动机喷管(4)；所述冷却壁(1)的实体中沿径向由内到外嵌装有三级螺旋冷却流管；
所述三级螺旋冷却流管分别为内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)；所述三级螺旋冷却流管均呈螺旋状、且为等螺距，节数为14～16，所述三级螺旋冷却流管径向排布均匀，所述内层螺旋冷却流管(9)与中层螺旋冷却流管(10)之间间距和所述中层螺旋冷却流管(10)与外层螺旋冷却流管(5)之间间距相等；
所述外层螺旋冷却流管(5)与冷却壁(1)外侧面的距离按照设计的整体强度来确定；在所述冷却壁(1)几何尺度及整体强度允许的范围内，所述三级螺旋冷却流管之间的间距保持最大值；所述内层螺旋冷却流管(9)、中层螺旋冷却流管(10)和外层螺旋冷却流管(5)的两端均分别连通至冷却壁(1)两个端面上的三个入口和三个出口；
所述配套油路、气路、信号传输装置包括稳压油轨(14)、过滤器(15)、液气分离器(27)、储气装置(28)和传感执行及电控单元(21)；所述过滤器(15)的上游与液体火箭的油料储备装置相连，所述过滤器(15)的下游连接至所述稳压油轨(14)，所述稳压油轨(14)设有油轨压力传感器(17)，所述稳压油轨(14)的上游通过油轨限压阀(29)连接至所述的液体火箭的油料储备装置，所述稳压油轨(14)的下游通过三条相互独立的油路A分别与三个分流器(19)的上游相连，每条油路A上均设有一个阻断阀(16)，所述分流器(19)内设有温度和压力传感器(18)，三个分流器(19)的下游通过...
【专利技术属性】
技术研发人员：贺泳迪，夏然，宋金瓯，
申请(专利权)人：天津大学，
类型：发明
国别省市：天津;12
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