分体式燃烧室及其发动机与热防护方法与流程

本发明涉及航空航天领域，用于液体吸热型碳氢燃料的大尺度可重复使用冲压发动机燃烧室壁面的热防护设计。

背景技术：

高超音速飞行器的研制是当今航空航天领域发展的热点，已引起欧美、俄罗斯等国的高度重视。因为高超音速飞行中气流的高速度将给飞行器结构(特别是燃烧室)带来显著的气动力热载荷，未冷却燃烧室的温度能达到3000k，完全超过已知结构材料的承受能力，所以设计高超音速飞行器的关键在于解决飞行器的冷却问题。与传统的喷气发动机通过空气来冷却燃烧室壁面不同，对超燃冲压发动机来说，由于气流滞止后的气体温度非常高，来流空气不能用来冷却发动机。利用燃料自身的热沉来冷却燃烧室的再生冷却技术是一条有效解决途径。

未来若要实现高超音速飞行器的低成本可重复使用问题，必须首先实现燃烧室的可重复使用。采用煤油作为冷却剂的燃烧室，在使用一次后容易出现结焦的问题，重复使用存在问题，需要在二次使用前进行修复。这对于工程尺度的大结构的燃烧室来说势必会增加修复的成本后难度。同时，大尺度的燃烧室结构要求的冷却面积大，热分布的不均匀性更加突出，热梯度效应下更容易导致换热面板的热应力变形。

技术实现要素：

本发明的目的是提供一种分体式燃烧室，通过分体设计的模块化换热面板，以拼接的方式形成所需的大面积燃烧室冷却需求。同时解决连接面板之间的安装缝隙冷却和受热膨胀问题。

本发明通过下述技术方案实现：本发明的一方面提供一种分体式燃烧室，包括中空设置的防热框架、进油环、出油环以及换热面板，所述防热框架包括两个端部以及间隔设于两个端部之间的多个隔条，任意两个相邻隔条之间设置有所述换热面板；

所述进油环和出油环绕设于所述防热框架外周并与防热框架间隔设置，且所述进油环和出油环分别连接于所述换热面板的两端。

可选的，所述进油环包括进油环本体和若干个进油导柱，若干个所述进油导柱沿所述进油环本体圆周方向均匀布置，且所述进油导柱设于进油环本体的内壁；

所述出油环包括出油环本体和若干个出油导柱，若干个所述出油导柱沿所述出油环本体圆周方向均匀布置，且所述出油导柱设于所述出油环本体的内壁。

可选的，所述进油环、出油环以及换热面板设置的数量相等，且所进油环与所述出油环分别设于所述换热面板的两端。

可选的，所述进油环还包括进油口，所述进油口设于进油环本体的外端，且所述进油口与所述进油导柱相联通；

所述出油环还包括出油口，所述出油口(32)设于所述出油环本体的外端，且所述出油口与所述出油导柱相联通。

可选的，所述防热框架和换热面板之间设置有膨胀缝。

可选的，所述防热框架内部设置有空心的冷却通道，所述防热框架的内壁覆膜有多孔介质层；

所述多孔介质层内部设置有排出通道，所述排出通道与冷却通道相联通，且所述排出通道靠近冷却通道的一端形成扩散区，所述扩散区侧边沿背离扩散区的方向形成发散区。

可选的，所述多孔介质层包括横向排出端、两个斜向排出端以及竖向排出端，

所述横向排出端设于背离热气流的一端，且横向排出端与所述换热面板(4)相邻设置，所述两个斜向排出端设于靠近热气流的一端，且所述两个斜向排出端设于多孔介质层的两边，所述竖向排出端设于靠近热气流的一端，并设于两个斜向排出端之间。

可选的，所述防热框架为圆柱形，所述换热面板包括换热本体和导流板，所述导流板内部设置有空心的槽道，所述换热本体上安装有至少两个导流口，所述导流口与所述槽道相联通。

本发明的另一方面提供一种发动机，所述发动机包括若干个所述的燃烧室，两个相邻的所述燃烧室之间采用法兰连接。

本发明还提供一种发动机的热防护方法，采用上述所述的燃烧室进行热防护。

本发明的有益效果在于：

1、本发明提供一种分体式燃烧室，通过分体设计的模块化换热面板，以拼接的方式形成所需的大面积燃烧室冷却需求。同时解决连接面板之间的安装缝隙冷却和受热膨胀问题。

2、本发明适用于大尺度的超燃冲压发动机及其组合发动机燃烧室，特别是对热防护有强烈要求的场合。采用模块化分体分块式的换热面版设计，一方面可以防止大面积的单一整体设计导致的应力集中的问题，另一方面小面板设计可以实现低成本的可重复使用，便于维修和检测，并进行快速更换。

3、对于换热环境不均匀的燃烧室热流分布条件，每块换热面板可以根据安装位置换热前强度的不同进行适应性设计。通过设计面板的换热槽道特征设计，或者通单一面板内的冷却剂的流速单一控制，可以实现燃烧室换热过程的最优化控制。

4、框架棱上采用多孔介质进行发汗冷却，冷却面板采用再生冷却，并在接触位置流出膨胀缝隙，可以防止冷热不均导致的膨胀对结果的破坏。冷却缝处有多孔材料渗透出的冷却液，可以避免高温热燃气对冷却缝处结构的破坏。

分立的各自独立的换热面板可以大大降低加工的难度，降低制造成本。

除了所述的圆桶型，也可采用一定的锥体构型。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是对本发明的实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可根据提供的附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种分体式燃烧室立体结构示意图；

图2是本发明实施例中一种防热框架结构示意图；

图3是本发明实施例中换热面板结构示意图；

图4是本发明实施例中防热框架和换热面板连接关系示意图；(图中空心箭头表示热气流方向，实心箭头表示冷却液或者冷却气体的扩散方向)

图5是本发明实施例中防热框架和多孔介质层连接关系示意图；(图中箭头表示冷却液或者冷却气体的扩散方向)

图6是本发明实施例中导流板结构示意图；

图7是本发明实施例中另一种导流板结构示意图；

图8是本发明实施例提供的一种发动机中两个燃烧室连接的结构示意图。

附图标记：1防热框架；10隔条；11冷却通道；12端部；13多孔介质防热层；130排出通道；131横向排出端；132斜向排出端；133竖向排出端；2进油环；20进油环本体；21进油导柱；22进油口；3出油环；30出油环本体；31出油导柱；32出油口；4换热面板；40换热本体；41导流板；410槽道；42导流口；5膨胀缝；6法兰；7燃烧室。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明的保护范围。

实施例一

本发明的实施例一提供一种分体式燃烧室，包括中空设置的防热框架1、进油环2、出油环3以及换热面板4，防热框架1包括两个端部12以及间隔设于两个端部12之间的多个隔条10，任意两个相邻隔条10之间设置有换热面板4；

进油环2和出油环3绕设于防热框架1外周并与防热框架1间隔设置，且进油环2和出油环3分别连接于换热面板3的两端。

本发明实施例中，防热框架可以通煤油或者低温空气。进油环2可以通煤油进行冷却。当燃烧产生的高温热气流从燃烧室内部通过，换热面板内流经的煤油通过壁面将燃烧室避免的热量带走，防止热量聚集导致避免超温而损坏。

目前的火箭发动机内的燃烧室为整体式的，为一次性使用，用完就要换掉。

采用本发明的分体式燃烧室，可以重复使用，多个换热面板可以采用抱箍或者螺钉的方式实现连接。本发明实施例采用防热框架和换热面板组合，形成分体式燃烧室，可以方便拆卸，方便清洗，便于更换，当使用完毕的时候，如果有磨损，只错更换其中的一块或者几块换热面板即可，不需要更换整个燃烧室。大大了降低了成本。

可选的，进油环2包括进油环本体20和若干个进油导柱21，若干个进油导柱21沿进油环本体20圆周方向均匀布置，且进油导柱21设于进油环本体20的内壁；

出油环3包括出油环本体30和若干个出油导柱31，若干个出油导柱31沿出油环本体30圆周方向均匀布置，且出油导柱31设于出油环本体30的内壁。

可选的，进油环2、出油环3以及换热面板4设置的数量相等，且所进油环2与出油环3分别设于换热面板4的两端。

可选的，进油环2还包括进油口22，进油口22设于进油环本体20的外端，且进油口22与进油导柱21相联通；

出油环还包括出油口32，出油口32设于出油环本体30的外端，且出油口32与出油导柱31相联通。

本发明实施例采用分体设计的换热面板，以小面积拼接的方法形成大面积的放热结构，可防止受热导致的结构变形。之间的安装缝隙，可以补充换热面板之间的热膨胀变形。燃烧室框架用于承受力载荷，同时在与高温燃气接触的部分设置多孔介质冷却通道，发生发汗冷却效果。

本发明实施例采用20个换热面板，显然，本发明不限制换热面板4的个数，还可以采用8个，15个，30个等。本发明实施例每个换热面板4均对应设置一个进油导柱21和一个出油导柱31，其中一个换热面板4上的进油导柱21连接进油口22，出油导柱31连接出油口32。本发明实施例的进油口22和出油口32均采用标准件-宁波接管嘴。

可选的，防热框架1和换热面板4为固定连接，优选为焊接。

可选的，防热框架1内部设置有空心的冷却通道11，防热框架1的内壁覆膜有多孔介质层13；

多孔介质层13内部设置有排出通道130，排出通道130与冷却通道11相联通，且排出通道130靠近冷却通道11的一端形成扩散区1300，扩散区1300侧边沿背离扩散区1300的方向形成发散区1301。

可选的，多孔介质层13包括横向排出端131、两个斜向排出端132以及竖向排出端133，

横向排出端131设于背离热气流的一端，且横向排出端131与换热面板(4)相邻设置，两个斜向排出端132设于靠近热气流的一端，且两个斜向排出端132设于多孔介质层13的两边，竖向排出端133设于靠近热气流的一端，并设于两个斜向排出端132之间。

可选的，防热框架1和换热面板4之间设置有膨胀缝5。所述膨胀缝5分为两段，一段是横向排出端131和换热面板4之间的第一膨胀缝，还有一段是斜向排出端132和换热面板4之间的第二膨胀缝，所述第二膨胀缝比第一膨胀缝要宽。

可选的，防热框架1为圆柱形，换热面板4包括换热本体40和导流板41，导流板41内部设置有空心的槽道410，换热本体40上安装有至少两个导流口42，导流口42与槽道410相联通。进一步的，槽道410为条状形状、螺旋状、或者u型。如图6所示为条状，图7所示为u型。

在多孔介质防热层13微孔内，微孔直径约4―110um，冷却流体(煤油)与固体防热框架间发生强烈热交换，带走热量。注入的冷却介质在固体表面增厚边界层，阻绝传热。本发明实施例多孔介质防热层13可以采用硅材料。

实施例二

本发明的实施例二提供一种发动机，发动机包括若干个的燃烧室7，两个相邻的燃烧室7之间采用法兰6连接。如图8所示，本发明实施例采用两个燃烧室7通过法兰6进行连接。

本发明实施例中，不同的燃烧室段，由于其受热强度不同，采用本发明实施例中的分体式设计，可以根据不同的受热强度，进行孔径优化。

实施例三

本发明的实施例三提供一种发动机的防热方法，采用上述所述的燃烧室进行热防护。

上述只是本发明的较佳实施例，并非对本发明作任何形式上的限制。虽然本发明已以较佳实施例揭露如上，然而并非用以限定本发明。因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明技术实质对以上实施例所做的任何简单修改、等同变化及修饰，均应落在本发明技术方案保护的范围内。