一种身部和推力室制造技术

本发明专利技术公开一种身部和推力室，涉及推力室技术领域，用于减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于燃烧室的保护功能。身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。推力室包括喷注器和上述的身部，身部的入口段与喷注器连接，喷注器用于向身部内喷注推进剂。于向身部内喷注推进剂。于向身部内喷注推进剂。

【技术实现步骤摘要】
一种身部和推力室


[0001]本专利技术涉及推力室
，尤其涉及一种身部和推力室。

技术介绍

[0002]液体火箭发动机是航天飞行器的核心部件，是使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统，发动机的推力室是将液体推进剂的化学能转变成推力的重要组件。推力室由喷注器和身部组成，其中身部包括燃烧室和喷管，液体推进剂经喷注器喷入身部的燃烧室内，在燃烧室内经雾化、混合和燃烧等过程生成燃烧产物，从喷管高速喷出产生推力。
[0003]在液体火箭发动机燃烧室内，由于液体推进剂在燃烧室内燃烧时，产生较高温度(高达3000℃)。因此，为了保护燃烧室，避免燃烧室内壁被高温损伤，通常会设置一定比例的推进剂作为冷却剂射流，冷却剂用于隔绝燃烧室内壁和位于燃烧室内的高温燃烧产物，以保护燃烧室。
[0004]现有技术中，喷注器将冷却剂喷入身部的燃烧室时，易出现冷却剂回流现象，造成冷却剂浪费的同时，降低了对于燃烧室的保护功能。

技术实现思路

[0005]本专利技术的目的在于提供一种身部和推力室，用于减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于身部的保护功能。
[0006]为了实现上述目的，第一方面，本专利技术提供一种身部，身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。
[0007]采用上述技术方案时，身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。由此表明，喷注器喷注的冷却剂进入身部内时，需先经过入口段，而本专利技术中的入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。当一部分冷却剂喷注于扩径面时，沿冷却剂流动方向扩张的扩径面具有阻挡该部分冷却剂回流的作用，因此可降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于燃烧室的冷却功能。
[0008]第二方面，本专利技术还提供一种推力室，包括喷注器和第一方面所描述的身部，身部的入口段与喷注器连接，喷注器用于向身部内喷注推进剂。
[0009]本专利技术提供的推力室的有益效果与第一方面中描述的身部的有益效果相同，此处不作赘述。
附图说明
[0010]此处所说明的附图用来提供对本专利技术的进一步理解，构成本专利技术的一部分，本发
明的示意性实施例及其说明用于解释本专利技术，并不构成对本专利技术的不当限定。在附图中：
[0011]图1为冷却剂射流方向一定的情况下，将身部入口设置为现有技术中的圆柱段与将身部入口设置为本专利技术实施例提供的入口段的情况下的对比示意图；
[0012]图2为本专利技术实施例提供的喷注器与身部的位置关系示意图；
[0013]图3为本专利技术实施例提供的身部的侧视示意图；
[0014]图4为图3中A
‑
A处的剖视示意图；
[0015]图5为本专利技术实施例提供的喷注器的示意图。
[0016]附图标记：
[0017]1—身部，11—入口段，111—扩径面，112—凹槽，12—圆柱段，13—收缩段，14—扩张段，2—喷注器，21—第一喷注孔，22—第二喷注孔，31—第一冷却剂射流，32—第二冷却剂射流，41—圆柱壁面。
具体实施方式
[0018]为了使本专利技术所要解决的技术问题、技术方案及有益效果更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。
[0019]需要说明的是，当元件被称为“固定于”或“设置于”另一个元件，它可以直接在另一个元件上或者间接在该另一个元件上。当一个元件被称为是“连接于”另一个元件，它可以是直接连接到另一个元件或间接连接至该另一个元件上。
[0020]此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本专利技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。“若干”的含义是一个或一个以上，除非另有明确具体的限定。
[0021]在本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本专利技术的限制。
[0022]在本专利技术的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本专利技术中的具体含义。
[0023]液体火箭发动机是航天飞行器的核心部件，是使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统，发动机的推力室是将液体推进剂的化学能转变成推力的重要组件。推力室由喷注器和身部组成，其中身部包括燃烧室和喷管，液体推进剂经喷注器喷入身部的燃烧室，在燃烧室内经雾化、混合和燃烧等过程生成燃烧产物，从喷管高速喷出产生推力。
[0024]推进剂包括燃料和氧化剂，燃料和氧化剂经喷注器喷注至燃烧室的腔体内后，在燃烧室内碰撞、雾化、混合并燃烧，产生较高温度的燃烧产物，使得燃烧室的温度升高。尤其
是身部的收缩段部分，温度甚至高达3000℃。因此，为了保护燃烧室，避免燃烧室内壁被高温损伤，通常会设置一定比例的推进剂作为冷却剂射流，冷却剂难以参与燃烧。冷却剂用于隔绝燃烧室内壁和位于燃烧室内的高温燃烧产物，以保护身部。
[0025]相关技术中，身部一般包括圆柱段、收缩段和扩张段，在推力室
中，收缩段和扩张段之间的接合处被称之为喉部，圆柱段和收缩段形成燃烧室，扩张段被称为喷管。冷却剂射流以平行于身部轴线的方向射入燃烧室内。应理解，冷却剂射流穿过燃烧室的圆柱段后喷注于收缩段，此种情况下，难以保证冷却剂贴合着圆柱段的内壁流动，使得冷却剂对于圆柱段并不能很好的起到冷却作用。鉴于此，现有技术中，出现了调整冷却剂射流的方向，使冷却剂射流的方向与燃烧室身部轴线具有一定夹角，使得冷却剂射流以倾斜于圆柱段内壁的方式喷注于圆柱段内壁，参见图1所示。但是，由于冷却剂射流与燃烧室内壁之间的冲击力，易出现冷却剂回流现象，造成冷却剂浪费的同时，降低了冷却剂对于身部的保护功能，同时影响燃烧室的燃烧性能。
[0026]因此，为了解决上述现有技术中存在的问题，减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于身部的保护功能，第一方面，如图1至图4所示，本专利技术实施例提供一种身部，身部1与喷注器2连接，用于通入并喷出喷注器2喷本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种身部，其特征在于，与喷注器连接，用于通入并喷出所述喷注器喷注的冷却剂；沿所述冷却剂的流动方向，所述身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段；所述入口段的内壁具有沿所述冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分所述冷却剂喷注于所述扩径面。2.根据权利要求1所述的身部，其特征在于，所述扩径面为连续的环形扩径面或由多个斜面沿圆周方向间断排布围合而成。3.根据权利要求2所述的身部，其特征在于，当所述扩径面由多个斜面沿圆周方向间断排布围合而成时，所述入口段的内壁还设置有多个沿所述冷却剂的流动方向贯穿的凹槽，所述凹槽位于相邻的两个所述斜面之间，所述凹槽用于通过另一部分所述冷却剂，使所述该部分冷却剂喷注于所述收缩段的内壁上。4.根据权利要求3所述的身部，其特征在于，所述凹槽与所述斜面交替设置。5.根据权利要求3所述的身部，其特征在于，多个所述凹槽沿所述入口段周向均匀分...

【专利技术属性】
技术研发人员：张晓军，刘新华，刘晓伟，王化余，高坤，李文龙，郭显伟，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：