液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室及其设计方法技术

本发明专利技术公开了一种液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室及其设计方法，属于发动机领域，包括以下步骤：根据工程概况确定液体火箭发动机推力室总体结构；确定点阵再生冷却结构为桁架类点阵结构，对桁架类点阵结构进行选择并确定布局方式；使用计算机辅助设计软件设计确定好的推力室的三维模型；将三维模型导出为STL文件，STL文件将三维模型表面用三角形网格表示，便于后续的3D打印处理；选择性激光熔化打印成推力室产品，完成打印后进行后处理。本发明专利技术直接在推力室内外壁之间直接布置点阵再生冷却结构，大大减轻了重量，增加了冷却通道的有效传热系数，提高了内壁和冷却通道强度，提高了推力室使用寿命。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及发动机领域，特别涉及一种液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室及其设计方法。

技术介绍

1、推力室是液体火箭发动机核心组件之一，推力室分为燃烧室和喷管；燃料与氧化剂被喷注进燃烧室完成燃烧，剧烈燃烧产生的高温、高压很容易超出现有推力室燃气壁材料的承受极限。喷管的喉部温度也很高，经过收敛段后，温度和压力不断上升，热流达到最大。对于重复使用液体火箭发动机而言，人们往往更关心其使用寿命，并将寿命作为评估发动机能否继续工作的指标。

2、大多数现役和在研的液体火箭发动机都采用了再生冷却的方式对推力室进行冷却降温，即让燃料组元或氧化剂组元由冷却槽经过，吸收燃烧产生的一部分热量，最终通过集液环再喷入燃烧室燃烧。现有液体火箭发动机推力室冷却槽的结构形式主要有三种：压坑矩形槽、波纹板结构和管束式结构。推力室内壁的燃气侧承受高温，推力室内壁的冷却剂侧承受较低温度，温差悬殊较大，且受到高压的作用，内壁很容易受到损伤和破坏，因此推力室的寿命偏低。国内外的研究均将内壁的失效视为推力室的失效，在液体火箭发动机的寿命评估和计算中亦是如此。>

3、目前，传本文档来自技高网...

【技术保护点】

1.一种液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室，包括外壳、集液腔和推进剂管，其特征在于：所述外壳由内壁和外壁围合而成，内壁内侧为腔体，腔体呈漏斗形，腔体以喉部为界分为燃烧室和喷管，内壁外侧为外壁，内壁和外壁之间设有冷却通道，冷却通道内设有点阵再生冷却结构，所述外壁上设有集液腔和推进剂管，推进剂管、集液腔、冷却通道、燃烧室依次连通。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室，其特征在于：所述点阵再生冷却结构设置为桁架类点阵结构，采用笼目晶格Kagome、体心立方晶格BCC、带有垂直支柱的体心立方晶格BCCZ、截角立方体晶格Truncated cube、开尔文单...

【技术特征摘要】

1.一种液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室，包括外壳、集液腔和推进剂管，其特征在于：所述外壳由内壁和外壁围合而成，内壁内侧为腔体，腔体呈漏斗形，腔体以喉部为界分为燃烧室和喷管，内壁外侧为外壁，内壁和外壁之间设有冷却通道，冷却通道内设有点阵再生冷却结构，所述外壁上设有集液腔和推进剂管，推进剂管、集液腔、冷却通道、燃烧室依次连通。

2.根据权利要求1所述的液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室，其特征在于：所述点阵再生冷却结构设置为桁架类点阵结构，采用笼目晶格kagome、体心立方晶格bcc、带有垂直支柱的体心立方晶格bccz、截角立方体晶格truncated cube、开尔文单元晶格kelvincell、面心立方晶格fcc这六种胞元结构中的一种。

3.根据权利要求2所述的液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室，其特征在于：所述内壁厚度为0.4mm-1mm，外壁厚度为1mm-6mm。

4.一种液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室的设计方法，应用于如权利要求3所述的液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室，其特征在于，包括以下步骤：

5.根据权利要求4所述的液体火箭发动机点阵再生冷却结构推力室的...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡建新，苗训，徐熠熠，付汝宾，苏俊，杨婧，
申请(专利权)人：湘潭大学，
类型：发明
国别省市：