一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室的制作方法

本发明涉及一种快捷连接夹层式燃烧室。

背景技术：

高压大热流燃烧室内壁在工作过程中要承受较大的交变高低温差应力和压差应力的耦合作用，工作环境非常恶劣，热防护相当困难，沿用传统的再生冷却防护已难以满足多次起动以及飞行过载情况下高室压高混合比长时间工作的恶劣工况，多次长时工作后，燃烧室再生冷却通道内壁会出现穿透性裂纹。由于高压大热流推力室工作环境比较恶劣，热防护相当困难，仅采用氢再生冷却已难以满足多次起动以及过载高室压高混合比长时间工作的恶劣工况。在冷却通道许用压降和高深宽比加工能力受限的情况下，传统上一般在再生冷却的基础上采用边区低混合比来提高内壁的循环寿命。但边区低混合比在有效降低气壁温的同时会造成氢喷前温度下降，并对燃烧效率产生不利影响。工程上还需要深入研究其对燃烧稳定性和效率的影响，使影响燃烧稳定性的重要参数—氢喷前温度和燃烧效率控制在合适的水平。因此探索一种不影响其它工作特性的新型可重复使用燃烧室热防护结构势在必行。

传统的液体火箭发动机燃烧室制造方式存在以下问题：传统的燃烧室扩散焊工艺一般将外壁分成两瓣或推力室内壁分段进行装配，降低了推力室身部的整体可靠性；当前氢氧发动机燃烧室普遍采用的电铸镍制造技术，存在着生产周期长、工艺可靠性低等诸多缺点；为了加强燃烧室喉部强度，传统的在喉部段外壁焊接加强环的方式极易由于焊接应力引起内外壁脱粘，导致产品报废。

技术实现要素：

本发明要解决的技术问题是：克服现有液体火箭发动机燃烧室使用寿命和制造方法的限制，提供一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，适用于高压大热流，可以实现快捷制造和多次重复长时使用的需要，适用于液体火箭发动机，可重复使用。

本发明所采用的技术方案是：一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、过渡层、喉衬和隔热涂层；

燃烧室外壁包括圆筒段和锥筒段，锥筒段与圆筒段平滑过渡连接，圆筒段端口为燃气入口，锥筒段的大端为燃气出口；

燃烧室内壁一端为圆筒段，另一端为锥段，中部向内凹陷形成喉部；在燃烧室内壁的外表面沿纵向开有若干条换热通道，若干条换热通道沿燃烧室内壁的周向均匀分布；燃烧室内壁外侧覆盖过渡层，燃烧室内壁内侧覆盖隔热涂层；

燃烧室内壁安装在燃烧室外壁内，燃烧室内壁喉部与燃烧室外壁之间安装喉衬；燃烧室外壁两端分别沿周向分布冷却剂出口和冷却剂入口，每组冷却剂出口和冷却剂入口分别与一条换热通道对应；

燃气由燃气入口进入，由燃气出口喷出，冷却剂由冷却剂入口流入，由冷却剂出口流出。

燃烧室内壁的材料为铬锆铜。

过渡层采用电铸铜。

隔热涂层采用电镀或喷涂工艺在燃烧室内壁的内表面上沉积形成。

所述的换热通道采用分段变深宽比和变内壁底部厚度结构，换热通道的深度与宽度的比值控制在6～9范围内，换热通道的底部厚度控制在0.5～1.0mm范围内。

沿燃烧室轴向不同位置，根据热流密度的分布采用不同变截面的换热通道，在喉部区域采用最小通道深度、宽度和底部厚度的换热通道，在燃气入口区域采用中等通道深度、宽度和底部厚度的换热通道，在燃气出口区域采用最大通道深度、宽度和底部厚度的换热通道。

燃烧室外壁材料采用高强度钢。

喉衬材料采用高强度钢。

喉衬为分瓣对接结构；喉衬的内型面采用马鞍形型面，保持与过渡层的喉部外型面一致；喉衬的外表面沿圆周方向上设置有若干的支撑肋。

喉衬在分瓣对接处设置下凹肋，分瓣对接处的下凹肋通过对接螺栓和螺母连接，通过对接封口焊缝实现密封；分瓣对接处的下凹肋两侧的支撑肋比其它区域的支撑肋的宽度窄。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的燃烧室通过分段变深宽比冷却通道结合隔热涂层和高塑性过渡层的设计,可实现燃烧室长寿命重复使用。

(2)本发明的燃烧室通过整体式铬锆铜内壁设计、喉衬下凹式分瓣对接设计、一体化外壁设计可实现夹层式燃烧室的快捷扩散焊连接制造。

附图说明

图1为本发明的可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室结构示意图。

图中：1.换热通道；3.燃烧室内壁；4.燃烧室外壁；5.燃气入口；6.燃气出口；7.冷却剂进口；8.冷却剂出口；9.燃烧室；10.过渡层；11.喉衬；12.隔热涂层。

图2为本发明的可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室的喉衬结构示意图。

图中：13.分瓣对接下凹肋；14.对接区窄肋；15.普通区支撑肋；16.对接螺栓；17.对接螺母；18.对接封口焊缝。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施对本发明作进一步详细说明。

如图1所示，本发明的可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室9包括燃烧室内壁3、燃烧室外壁4、过渡层10、喉衬11和隔热涂层12。

燃烧室外壁4为一体化结构，包括圆筒段和锥筒段，锥筒段与圆筒段平滑过渡连接；

燃烧室内壁3为一体化结构，一端为圆筒段，另一端为锥段，中部向内凹陷形成喉部；在燃烧室内壁3的外表面沿纵向开有若干条换热通道1，若干条换热通道1沿燃烧室内壁3的周向均匀分布；燃烧室内壁3外侧覆盖过渡层10，燃烧室内壁3内侧覆盖隔热涂层12；

燃烧室内壁3安装在燃烧室外壁4内，燃烧室内壁3喉部与燃烧室外壁4之间安装喉衬11；燃烧室外壁4两端分别设置一圈冷却剂出口8和冷却剂入口7，每组冷却剂出口8和冷却剂入口7分别与一条换热通道1对应；

工作过程中，燃气由燃气入口5进入，由燃气出口6喷出，冷却剂由冷却剂入口7流入，由冷却剂出口8流出。通过冷却剂和燃气之间强烈的热交换，将热量带走，以保持燃烧室内壁3工作在材料的许用温度范围之内。

其中燃烧室内壁3为整体式结构，为满足自身工作环境和扩散焊工艺需求，采用高热导率的铬锆铜通过铣槽加工制成，过渡层10采用高塑性的电铸铜形成，与燃烧室内壁3形成冷却剂的封闭流通换热通道1。隔热涂层12采用电镀或喷涂工艺在燃烧室内壁3的内表面上沉积形成。高塑性的过渡层10可解决传统强刚性外壁约束应力较大的问题，隔热涂层12可解决传统无涂层内壁氧化冲蚀和耐受温度低的问题，大幅延长燃烧室内壁3的冷热交变疲劳寿命。

所述的换热通道1采用分段变深宽比和变内壁底部厚度结构，即通道深度与宽度的比值控制在6～9，其底部厚度控制在0.5～1.0mm。沿燃烧室轴向不同位置，根据热流密度的分布采用不同变截面的换热通道1。通常在热流密度最大的燃烧室喉部附近区域采用b-b截面所示的最小通道深度、宽度和底部厚度的换热通道；在热流密度较小的燃气入口5附近采用a-a截面所示的中等通道深度、宽度和底部厚度的换热通道；在热流密度最小的燃气出口6附近采用c-c截面所示的最大通道深度、宽度和底部厚度的换热通道。

本发明所述的可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室9采用扩散焊的方式实现燃烧室外壁4与过渡层10、喉衬11的快捷连接结合，燃烧室内壁3和燃烧室外壁4均为一体化结构，燃烧室外壁4材料采用高强度钢，主要用来承受燃烧室9的内腔总体压力载荷，其厚度由燃烧室9的具体工作压力而定。喉衬11材料采用高强度钢，主要用来增强燃烧室9的整体刚度。

如图2所示，所述的喉衬11为分瓣对接结构，为整体加工后沿轴线切割后得到。喉衬内型面采用马鞍形型面设计，保持与过渡层10的喉部外型面一致。其中外表面沿圆周方向上设置有一定数量不同规格的支撑肋，既起到了增强燃烧室9整体刚度的作用，又可以减轻整体重量。

所述的喉衬11在分瓣对接处采用下凹肋设计，分瓣对接下凹肋13通过三对对接螺栓16和螺母17连接，通过对接封口焊缝18实现密封。为给对接螺栓16和螺母17预留操作空间，分瓣对接下凹肋13两侧的支撑肋采用对接区窄肋14设计，其它区域的支撑肋采用普通区支撑肋15设计。

本发明的适用于重复使用液体火箭发动机的夹层式燃烧室，通过分段变深宽比冷却通道结合隔热涂层、高塑性过渡层的设计，可实现长寿命重复使用，通过整体式铬锆铜内壁设计、喉衬下凹式分瓣对接设计、一体化外壁设计可实现夹层式燃烧室的快捷扩散焊连接制造。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知技术。