【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于发动机结构设计，涉及一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室结构及制造方法。
技术介绍
1、推力室是火箭发动机中完成推进剂能量转化和产生推力的组件，其燃烧室内部承受高温燃气压力。为了保护推力室免受强大热流烧坏的最常用、最有效且经济的办法是再生冷却，再生冷却推力室的室壁一般为内外两层壁构成的冷却夹套结构，发动机工作时，冷却剂流经冷却套，对内壁进行对流冷却。目前火箭发动机再生冷却推力室一般为机加铣沟槽+电铸镍的结构方案，流道构型、形状只能采用传统的矩形截面直流道、螺旋流道形式，推力室热防护效果难以得到进一步提升。
技术实现思路
1、本专利技术的目的在于克服上述缺陷，提供一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室及制造方法，解决了火箭发动机传统直流道、螺旋流道等流道形式热防护效果难以进一步提升的技术问题，本专利技术有效提高了流道比表面积，得到具有优异热防护效果的推力室。
2、为实现上述专利技术目的，本专利技术提供如下技术方案：
3、一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，包括内壁、外壁和位于内外壁之间的若干条tpms冷却流道；
4、tpms冷却流道采用三周期分布极小曲面结构。
5、进一步的，三周期分布极小曲面流道结构符合如下表达式：
6、surf(x,y,z)＝k(x,y,z)*f(x,y,z)＝f(kx*x,ky*y,kz*z)；
7、其中，x、y、z为极小曲面任意一点在笛卡尔坐标系中的坐标，z轴为推力室轴
8、进一步的，tpms冷却流道采用的三周期分布极小曲面结构包括schwarzprimitive、schwarz diamond、gyroid或iwp中的一种，其f(x,y,z)隐式函数表达式分别为：
9、schwartz primitive：f(x,y,z)＝cos(x)+cos(y)+cos(z)；
10、schwartz diamond：
11、f(x,y,z)＝sin(x).*sin(y).*sin(z)+sin(x).*cos(y).*cos(z)+cos(x).*sin(y).*cos(z)+cos(x).*cos(y).*sin(z)；
12、gyroid：f(x,y,z)＝cos(x).*sin(y)+cos(y).*sin(z)+cos(z).*sin(x)；
13、iwp：
14、f(x,y,z)＝2*(cos(x).*cos(y)+cos(y).*cos(z)+cos(z).*cos(x))-(cos(2*x)+cos(2*y)+cos(2*z))。
15、进一步的，k(x,y,z)为常数、随推力室喉部短直径变化的一元函数或温度场矩阵。
16、进一步的，当tpms冷却流道为等截面流道时，k(x,y,z)为常数；
17、当tpms冷却流道为沿推力室高度方向上直径呈梯度变化的非等截面流道时，k(x,y,z)为随推力室直径变化的一元函数；
18、当tpms冷却流道为适应推力室温度场的连续变截面流道时，k(x,y,z)为温度场矩阵。
19、进一步的，当k(x,y,z)为随推力室喉部短直径变化的一元函数时，k(x,y,z)＝d(z)/d0；
20、其中，d0为喉部段最小直径，d(z)为高度为z时对应的推力室直径。
21、进一步的，k(x,y,z)为常数c时，根据如下公式确定x、y、z：surf(x,y,z)＝c*f(x,y,z)＝0；
22、k(x,y,z)为随推力室喉部短直径变化的一元函数d(z)/d0时，根据如下公式确定x、y、z：：
23、surf(x,y,z)＝f((d(z)/d0)*x,(d(z)/d0)*y,(d(z)/d0)*z)＝0；
24、其中，d0为喉部段最小直径，d(z)为高度为z时对应的推力室直径；
25、k(x,y,z)为温度场矩阵t(x,y,z)时，根据如下公式确定x、y、z：：
26、surf(x,y,z)＝t(x,y,z)*f(x,y,z)＝0。
27、进一步的，内壁壁厚0.5mm～1.0mm，外壁壁厚3.0mm～6.0mm；
28、tpms冷却流道曲面壁厚0.3～1.2mm
29、进一步的，tpms冷却流道沿径向分布范围(图2中的尺寸a)为5.0mm～8.0mm。
30、上述一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室的制造方法，包括：
31、对内壁、外壁和tpms冷却流道模型进行布尔运算合并处理，得到推力室模型；
32、基于推力室模型，采用激光选区熔化成形工艺得到推力室产品；采用激光选区熔化成形工艺得到推力室产品时，原料为gh4169、gh4099、ta15、tc4、cucrzr或cucrnb粉末中的一种以上；
33、对推力室产品进行热处理、线切割、吹砂和表面光整，得到推力室。
34、本专利技术与现有技术相比具有如下至少一种有益效果：
35、(1)本专利技术创造性的提出了一种tpms极小曲面再生冷却推力室的结构及设计方法，能够有效提高推力室的热防护效果；
36、(2)本专利技术tpms极小曲面再生冷却流道可设计性强，可根据经验公式、仿真结果、试验数据等对流道尺寸进行精确设计；
37、(3)本专利技术较传统直流道/螺旋流道，tpms极小曲面流道比表面积提高30％以上；
38、(4)本专利技术采用增材制造技术，实现了含tpms极小曲面再生冷却流道的火箭发动机推力室整体制造，产品换热功能强、可靠性高、生产流程短。
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1.一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，包括内壁、外壁和位于内外壁之间的若干条TPMS冷却流道；
2.根据权利要求1所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，三周期分布极小曲面流道结构符合如下表达式：
3.根据权利要求2所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，TPMS冷却流道采用的三周期分布极小曲面结构包括Schwarz Primitive、SchwarzDiamond、Gyroid或IWP中的一种，其f(x,y,z)隐式函数表达式分别为：
4.根据权利要求2所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，K(x,y,z)为常数、随推力室喉部短直径变化的一元函数或温度场矩阵。
5.根据权利要求4所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，当TPMS冷却流道为等截面流道时，K(x,y,z)为常数；
6.根据权利要求5所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，当K(x,y,z)为随推力室喉部短直径变化的一元函数时，K(x,y,z)＝D(
7.根据权利要求5所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，K(x,y,z)为常数C时，根据如下公式确定x、y、z：SURF(x,y,z)＝C*f(x,y,z)＝0；
8.根据权利要求5所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，内壁壁厚0.5mm～1.0mm，外壁壁厚3.0mm～6.0mm；
9.根据权利要求1所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，TPMS冷却流道沿径向分布范围为5.0mm～8.0mm。
10.根据权利要求1-9任一项所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室的制造方法，其特征在于，包括：
...【技术特征摘要】
1.一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，包括内壁、外壁和位于内外壁之间的若干条tpms冷却流道；
2.根据权利要求1所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，三周期分布极小曲面流道结构符合如下表达式：
3.根据权利要求2所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，tpms冷却流道采用的三周期分布极小曲面结构包括schwarz primitive、schwarzdiamond、gyroid或iwp中的一种，其f(x,y,z)隐式函数表达式分别为：
4.根据权利要求2所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，k(x,y,z)为常数、随推力室喉部短直径变化的一元函数或温度场矩阵。
5.根据权利要求4所述的一种高效换热的火箭发动机再生冷却推力室，其特征在于，当tpms冷却流道为等截面流道时，k(x,...
【专利技术属性】
技术研发人员：陈金存，刘琦，梁晓康，王福德，赵衍华，董鹏，严振宇，倪江涛，李权，罗志伟，徐坤和，孔兆财，白冰，刘敏，崔保伟，靳文颖，张龙飞，陈靖，李振东，迟宏波，郭博闻，杨凯，
申请(专利权)人：首都航天机械有限公司，
类型：发明
国别省市：
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