液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机与流程

1.本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体地，涉及一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机。


背景技术：

2.液体火箭发动机在卫星、飞船等航天器上应用广泛，是为航天器改变轨道和调整姿态提供推力的动力输出装置。液体火箭发动机的身部是将推进剂化学能经过燃烧、膨胀、加速转化为动能，提供推力输出的核心部件。发动机身部在工作状态下承受着高温高压燃气的冲刷，工作环境恶劣，为保证身部免受热流烧坏，必须对其进行有效冷却。再生冷却是液体火箭发动机最常采用的身部冷却方式，采用该种冷却方式的身部具有再生冷却槽道结构，常温或低温推进剂流过冷却槽道带走身部热量从而达到冷却身部的目的。
3.再生冷却方式的特点是液体推进剂在冷却槽道内强制流动，通过强制对流换热带走大量热量，相比于其它的身部冷却方式，其换热系数高，冷却性能好，已在国内外液体火箭发动机上广泛应用。传统的再生冷却身部槽道结构多是轴向直槽，或是全部采用螺旋槽道。
4.然而，它们存在以下不足：(1)轴向直槽道由于其槽道沿轴向分布，各槽道周向间无流量分配，身部流量沿周向分布不均匀，导致身部周向壁面温度分布不均匀，特别是在身部高温区，冷却的不均匀容易导致身部局部温度过高，从而产生局部烧坏，影响使用寿命。(2)螺旋槽道为螺旋上升结构，该结构为变截面结构，且流动距离长，流动阻力大，全部采用螺旋槽道的身部流动阻力过大。(3)身部结构复杂，采用传统的加工方式生产难度大、周期长。
5.经现有技术检索发现，中国发明专利公告号为cn112792505a，公开了一种内壁沟槽结构再生冷却身部成型方法，再生冷却身部包括身部本体及集液装置，身部本体包括内壁和外壁，内壁机加成型-外壁机加成型-内、外壁镀层-内、外壁装配并焊接封边-内、外壁热等静压扩散焊-身部精加工-集液装置焊接并检测。该发明就存在上述相关问题，如身部流量沿周向分布不均匀，导致身部周向壁面温度分布不均匀，造成身部局部温度过高，从而产生局部烧坏，损耗使用寿命。


技术实现要素：

6.针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机。
7.根据本发明提供的一种液体火箭发动机再生冷却身部结构，包括依次连通的：冷却剂进口、冷却剂进口流量分配槽、轴向直槽、周向流量分配槽以及燃烧室段螺旋槽；
8.所述冷却剂进口流量分配槽环绕设置于液体火箭发动机的喷管段末端的外壁上，所述冷却剂进口设置于所述冷却剂进口流量分配槽上；
9.所述轴向直槽轴向设置于液体火箭发动机的喷管段的夹层中，所述周向流量分配
槽周向环绕设置于液体火箭发动机的喉部的夹层中，所述燃烧室段螺旋槽螺旋环绕设置在液体火箭发动机的燃烧室段的夹层中。
10.一些实施方式中，所述冷却剂进口流量分配槽的截面为变截面结构，所述变截面结构包括：与所述冷却剂进口连接的入口处截面积最小，沿着液流方向截面积逐渐变大，与入口处呈90度角处截面积达到最大，随后截面积逐渐减小，与入口处呈180度角处截面积再次恢复到最小值。
11.一些实施方式中，所述轴向直槽以及周向流量分配槽的数量为多段。
12.一些实施方式中，所述轴向直槽的截面积从靠近所述冷却剂进口流量分配槽的一端起逐渐变小。
13.一些实施方式中，所述燃烧室段螺旋槽的截面积从靠近所述周向流量分配槽的一端起逐渐变大。
14.一些实施方式中，所述周向流量分配槽呈轴对称结构。
15.一种液体火箭发动机再生冷却身部结构的制造方法，采用所述的液体火箭发动机再生冷却身部结构，通过3d打印制造。
16.一种液体火箭发动机，采用所述的液体火箭发动机再生冷却身部结构。
17.与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
18.1、本发明通过在身部入口处设置冷却剂进口流量分配槽，保证从身部入口处进入各槽道的流量一致，可以大幅度提高身部流量分配均匀性，保证身部各个部位流动和换热情况一致，从而提高身部温度均匀性，身部各部位换热均匀，冷却效果一致，可以避免恶劣工况下局部换热恶化，防止局部温度过高而使身部发生烧坏，提高发动机的工况适应性；
19.2、本发明通过在各段设置轴向直槽的数量为不一致，流动过程中存在流量二次分配，通过设置周向流量分配槽有效提升了二次分配过程中各段轴向直槽之间的流量一致性；周向流量分配槽的上游采用渐扩式入口结构、下游采用渐缩式出口结构，流动阻力也有效降低；
20.3、本发明通过设置低流阻的轴向直槽和高换热性能的燃烧室段螺旋槽组合使用，充分利用每种槽道形式的优点，既减小了流动阻力，又提高了换热性能，其流动传热综合性能最佳；同时身部冷却能力提高，有效的提高了发动机的工作可靠性，延长了发动机工作寿命；
21.4、本发明通过设置冷却剂进口流量分配槽为等压变截面结构，该结构保证了流量分配槽内各处流体压力相等，从而保证沿身部周向流量能够均匀分配，使进入每个冷却槽道的冷却剂流量相同；
22.5、本发明通过在燃烧室段设置变截面螺旋式冷却槽道，延长了流体在身部外表面的流动距离，既提高了换热能力，同时环绕上升的螺旋槽道显著提高了身部燃烧室段的温度均匀性。
附图说明
23.通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
24.图1是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的纵向剖面结构示意图；
25.图2是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的周向流量分配槽连接上下游轴向直槽结构局部放大图；
26.图3是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的周向流量分配槽连接上游轴向直槽和下游螺旋槽结构局部放大图；
27.图4是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的周向流量分配槽与上下两段轴向直槽道、轴向直槽与螺旋槽之间的渐扩渐缩式结构示意图；
28.图5是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的进口变截面流量分配槽结构示意图；
29.图6是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的流量入口变截面流量分配槽设计示意图。
30.冷却剂进口1
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周向流量分配槽4
31.冷却剂进口流量分配槽2
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燃烧室段螺旋槽5
32.轴向直槽3
具体实施方式
33.下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
34.如图1所示是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的纵向剖面结构示意图。如图2所示是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的周向流量分配槽连接上下游轴向直槽结构局部放大图。如图3所示是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的周向流量分配槽连接上游轴向直槽和下游螺旋槽结构局部放大图。如图4所示是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的周向流量分配槽与上下两段轴向直槽道、轴向直槽与螺旋槽之间的渐扩渐缩式结构示意图。如图5所示是液体火箭发动机再生冷却身部结构的进口变截面流量分配槽结构示意图。如图6所示是本发明液体火箭发动机再生冷却身部结构的流量入口变截面流量分配槽设计示意图。包括依次连通的：冷却剂进口1、冷却剂进口流量分配槽2、轴向直槽3、周向流量分配槽4以及燃烧室段螺旋槽5。冷却剂进口流量分配槽2环绕设置于液体火箭发动机的喷管段末端的外壁上，冷却剂进口1设置于冷却剂进口流量分配槽2上。轴向直槽3轴向设置于液体火箭发动机的喷管段的夹层中，周向流量分配槽4周向环绕设置于液体火箭发动机的喉部的夹层中，燃烧室段螺旋槽5螺旋环绕设置在液体火箭发动机的燃烧室段的夹层中。
35.冷却剂进口流量分配槽2的截面为变截面结构，变截面结构包括：与冷却剂进口1连接的入口处截面积最小，沿着液流方向截面积逐渐变大，与入口处呈90度角处截面积达到最大，随后截面积逐渐减小，与入口处呈180度角处截面积再次恢复到最小值。轴向直槽3以及周向流量分配槽4的数量为多段。轴向直槽3的截面积从靠近冷却剂进口流量分配槽2的一端起逐渐变小。燃烧室段螺旋槽5的截面积从靠近周向流量分配槽4的一端起逐渐变大。周向流量分配槽4呈轴对称结构。且一种液体火箭发动机再生冷却身部结构的制造方法，采用上述的液体火箭发动机再生冷却身部结构，通过3d打印制造。且一种液体火箭发动
机，采用上述的液体火箭发动机再生冷却身部结构。
36.工作原理
37.本发明的轴向直槽3与轴向直槽3之间、轴向直槽3和燃烧室段螺旋槽5之间通过周向流量分配槽4连接。在换热条件恶劣、承受压力较高的燃烧室段采用变截面螺旋槽结构。其中：
38.1、冷却剂进口流量分配槽2采用周向变截面结构，其中冷却剂进口处截面积最小，沿着周向截面积逐渐变大，与进口成90度角处截面积达到最大，随后截面积逐渐减小，与进口成180度角处截面积再次恢复到最小值。
39.2、在身部温度低、热流密度小的位置使用多段轴向直槽3结构，每段轴向直槽3通过周向流量分配槽4连接过渡。
40.3、在身部换热条件较恶劣的燃烧室段使用燃烧室段螺旋槽5结构，螺旋槽为上升式渐变槽道，沿着上升方向槽道截面积逐渐增大。
41.4、周向流量分配槽4与上下游槽道之间采用渐变式平滑过渡连接，渐变式结构的小端与周向流量分配槽4连接并贯通。
42.如图1所示槽道结构位于身部内壁和外壁所包围的夹层内，内外壁之间通过肋连接和支撑，槽道包括冷却剂进口1、冷却剂进口流量分配槽2、轴向直槽3、周向流量分配槽4和燃烧室段螺旋槽5。各个槽道依次贯通，形成冷却剂的流动通道。冷却剂从进口进入冷却剂进口流量分配槽2，通过冷却剂进口流量分配槽2均匀流入第一段轴向直槽3的每根槽道内。为保证冷却剂进口流量分配槽2内压力均布、周向流量分配均匀，冷却剂进口流量分配槽2采用变截面结构，入口处截面积最小，与入口成90度位置处截面积最大。轴向直槽3共三段，各段之间通过周向流量分配槽4连接，每段轴向直槽3至少包括两根流动槽道，每根之间无周向流量分配，每根槽道截面都为矩形。每段轴向直槽3之间的周向流量分配依靠周向流量分配槽4来实现。周向流量分配槽4与上下游轴向直槽3之间通过渐变式结构连接贯通，
43.如图4所示，该结构能够减小轴向直槽3与周向流量分配槽4间的局部损失，减小流动阻力。周向流量分配槽4连接轴向直槽3与燃烧室段螺旋槽5，冷却剂由轴向直槽3经过周向流量分配槽4进入燃烧室段螺旋槽5，如图3所示，确保冷却剂均匀进入燃烧室段螺旋槽5，保证燃烧室段的冷却能力和冷却均匀性。燃烧室段螺旋槽5从喉部上游开始，沿身部燃烧室段表面螺旋上升布置，直至身部冷却剂出口结束，燃烧室段螺旋槽5截面为渐变截面结构。
44.本发明针对传统的再生冷却身部槽道结构存在的不足，旨在提供一种全新的液体火箭发动机再生冷却身部结构，通过各种不同槽道的组合，提高了再生冷却身部的换热可靠性和冷却可靠性、以及流量均匀性，从而提高发动机的工作可靠性，有效延长发动机的工作寿命。本发明可适用于3d打印技术制造，3d打印的身部表面粗糙度高，在身部流动阻力变化不大的情况下可以大幅度增强换热能力。
45.在本技术的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”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技术的限制。
46.以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影
响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本技术的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。