气态双组元推力室结构制造技术

本发明专利技术提供了一种气态双组元推力室结构，包括一体成型的头部与喷管，头部包括头部本体和燃烧室壁面，头部本体、燃烧室壁面以及喷管依次同轴设置，头部本体底部与燃烧室壁面内侧构成燃烧室；头部本体与燃烧室壁面内部设置作为冷却流道的第一组元流道，头部本体内部设置第二组元流道，第一组元流道与第二组元流道均连通燃烧室，燃烧室连通喷管；第一气态组元通过第一组元流道进入燃烧室，第二气态组元通过第二组元流道进入燃烧室，第一气态组元与第二气态组元在燃烧室内进行掺混并点燃，从而产生推力。本发明专利技术采用一体成型的头部与喷管，将推力室零件降低至一个，缩短了产品加工周期、降低了加工成本、提高了产品结构强度。提高了产品结构强度。提高了产品结构强度。

【技术实现步骤摘要】
气态双组元推力室结构


[0001]本专利技术涉及火箭驱动设备领域，具体地，涉及一种气态双组元推力室结构。

技术介绍

[0002]在航天推进系统领域，发动机的低成本、长寿命和可重复使用一直是追求的目标，但发动机恶劣的工作环境严重制约了上述目标的实现。
[0003]发动机高的燃烧温度，超过了许多金属的熔点，使发动机燃烧室需要采取铌钨合金等高熔点的特殊材料，来满足耐高温的要求，同时限制了发动机的工作时间。
[0004]公开号为CN212985397U的专利文献公开了一种火箭发动机推力室，包含推力室身部和喷管部，所述推力室身部包含头部和喉部，所述喉部相对于所述头部向所述喉部的轴线方向凹陷形成，所述喷管部为两端相通且内部设有供液体/气体介质流通的通道，所述推力室身部和所述喷管部同轴设置，所述推力室身部和所述喷管部相邻端面对接的连接处通过焊接连接形成的熔接部彼此连接。整个结构，具有设计合理，可以使得所述推力室在高压和高低温环境下结构稳定，固定牢固，保证火箭发动机推力室安全使用。但是该推力室的侧壁未设置冷却流道，燃烧室对材料具有较大限制。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种气态双组元推力室结构，其特征在于，包括头部(1)与喷管(3)，头部(1)与喷管(3)一体成型，所述头部(1)包括头部本体和燃烧室壁面，头部本体、燃烧室壁面以及喷管(3)依次同轴设置，所述头部本体底部与燃烧室壁面内侧构成燃烧室(2)；所述头部本体与燃烧室壁面内部设置作为冷却流道的第一组元流道(11)，所述头部本体内部设置第二组元流道(12)，所述第一组元流道(11)与第二组元流道(12)均连通燃烧室(2)，所述燃烧室(2)连通喷管(3)；第一气态组元通过第一组元流道(11)进入燃烧室(2)，第二气态组元通过第二组元流道(12)进入燃烧室(2)，所述第一气态组元与第二气态组元在燃烧室(2)内进行掺混并点燃，从而产生推力。2.根据权利要求1所述的气态双组元推力室结构，其特征在于，所述第一组元流道(11)包括依次连通的第一组元入口(111)、导向槽(112)以及喷注孔(113)；所述第一组元入口(111)设置在头部本体上，导向槽(112)设置在燃烧室壁面内部，喷注孔(113)设置在燃烧室壁面内侧底部且连通燃烧室(2)；所述第一气态组元依次通过第一组元入口(111)、导向槽(112)以及喷注孔(113)，并从燃烧室(2)底部进入燃烧室(2)。3.根据权利要求2所述的气态双组元推力室结构，其特征在于，所述喷注孔(113)的孔壁沿燃烧室壁面的切向方向水平设置且作为内层冷却流道；所述第二气态组元从喷注孔(113)喷出后，沿切向方向水平旋出。4.根据权利要求2所述的气态双组元推力室结构，其特征在于，所述导向槽(112)为螺旋槽结构，所述螺旋槽结构设置于燃烧室壁面内部且作为外层冷却流道。5.根据权利...

【专利技术属性】
技术研发人员：曾夜明，金盛宇，许宏博，贾晴晴，时佰宏，孙德川，关亮，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：