一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构的制作方法

本发明涉及一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，属于航空航天热防护技术领域。

背景技术：

液体火箭发动机推力室身部工作于高温高热流环境中，身部内壁只有在可靠冷却条件下，才能保证发动机的可靠工作和必须的工作寿命。边区膜冷却通过在推力室内壁表面建立贴壁流动的液体保护层或气体保护层，这些保护层都是低温的隔热薄膜，从而有效减少通过身部内壁的传热量，降低内壁温度，其具有结构简单、冷却流量小的优点。常作为再生冷却的补充，实现对身部可靠冷却。

目前液体火箭发动机推力室上采用的边区膜冷却结构主要是在喷注面板边缘设一圈小圆孔，将少量推进剂直接喷向燃烧室内壁面，形成贴壁的冷却膜。但此种结构形成的冷却膜长度较短，贴壁效果不好，冷却效果有限，且在喷注面板上加工细圆孔不易实现。

技术实现要素：

本发明解决的技术问题为：克服上述现有技术的不足，提供一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，利用较小的冷却流量(优选为1％～2％总燃料流量)，对推力室身部提供均匀性和贴壁效果好的膜冷却，降低推力室内壁温度，提高推力室寿命。

本发明解决的技术方案为：一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；中底(3)为中空回转体，中底(3)一端端面中部设有环形凸台1(10)，与推力室身部(7)对接；环形凸台1(10)与推力室身部(7)形成膜冷却集合腔(5)；中底(3)一端端面内侧设有环形凸台2(11)；环形凸台2(11)的外缘加工有直流槽(6)，直流槽(6)面向推力室身部(7)内壁；

环形凸台2(11)的内侧与多孔面板8的外缘配合焊接；

多孔面板(8)沿径向设置有多圈周向分布的通孔，作为喷嘴安装孔；喷嘴安装孔的位置与直流槽(6)一一对应；每个喷嘴安装孔内安装一个喷嘴(9)；

中底(3)上设有斜孔(13)，斜孔(13)的一端与中底(3)的外表面连通，斜孔(13)的另一端与中底(3)的内表面连通；斜孔(13)沿中底(3)的周向分布；

斜孔的侧壁上开有台阶孔，作为膜冷却导流孔(4)，膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，膜冷却导流孔(4)的大端与环形凸台1(10)的端面连通，从而与膜冷却集合腔(5)连通；

中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；

集合器环(2)为u形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成的空间作为集合器腔(12)。

优选的，工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔，经过台阶孔进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部7内壁进行冷却保护。

优选的，喷嘴(9)的中心轴线与推力室身部(7)的中心轴线平行。

优选的，斜孔(13)的中心轴线与推力室身部(7)的中心轴线呈一定角度。

优选的，膜冷却导流孔(4)，包括大端和小端，大端和小端均为圆柱形孔，大端的内直径大于小端的的内直径；小端孔径控制膜冷却流量，小端孔径设计方法如下：

式中d:小端孔直径m；qm:膜冷却剂流量kg/s；n：膜冷却导流孔数量；cd:膜冷却导流孔流量系数；k:冷却剂比热比；p1:集合器腔内冷却剂压力pa；ρ:集合器腔内冷却剂密度kg/m³；pc：推力室室压pa；大端和小端圆柱形孔的长径比满足:l/d<10，l为圆柱形孔的长度mm，d为圆柱形孔的直径mm。

优选的，直流槽(6)为细长槽，宽度为0.5-1.5mm，左右两端均倒圆角，倒圆半径与宽度基本一致，并进行锐边处理；长度为1-1.5s，s为喷嘴安装孔直径mm。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明设计的直流槽式身部边区膜冷却结构，只需引入少量推进剂对推力室身部进行膜冷却，形成的冷却膜较长，均匀性好，贴壁效果明显，冷却能力强，可有效降低推力室内壁温度，提高推力室寿命，同时避免在喷注面板上加工细圆孔；

(2)本发明采用直流槽式身部边区膜冷却结构这种新型边区气膜冷却结构，可引用少量推进剂对推力室身部进行膜冷却，形成的冷却膜较长且贴壁性好，覆盖范围大，冷却效果好；

(3)本发明直流槽结构在中底外圆，保证了加工工艺性同时提高了冷却剂贴壁效果；

(4)本发明膜冷却集合腔的设计，保证了膜冷却效果的均匀性；

(5)本发明膜冷却导流孔采用台阶式设计，减小了细直圆孔的长径比，降低了加工难度。

附图说明

图1为本发明的一种带有直流槽式边区膜冷却结构的喷住器结构的总体结构示意图。

图2为本发明边区膜冷却结构局部视图。

图3为本发明总体结构右视图。

图4为本发明直流槽结构示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

本发明一种推力室的直流槽式边区膜冷却结构，包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；中底(3)为中空回转体，中底(3)一端端面中部设有环形凸台1(10)，与推力室身部(7)对接；环形凸台1(10)与推力室身部(7)形成膜冷却集合腔(5)；中底(3)一端端面内侧设有环形凸台2(11)；环形凸台2(11)的外缘加工有直流槽(6)，直流槽(6)面向推力室身部(7)内壁；环形凸台2(11)的内侧与多孔面板(8)的外缘配合焊接；多孔面板(8)沿径向设置有多圈周向分布的通孔，作为喷嘴安装孔；直流槽(6)的位置与最外圈喷嘴安装孔位置一一对应；每个喷嘴安装孔内安装一个喷嘴(9)；中底(3)上设有斜孔(13)，斜孔(13)的一端与中底(3)的外表面连通，斜孔(13)的另一端与中底(3)的内表面连通；斜孔(13)沿中底(3)的周向分布；斜孔(13)的侧壁上开有台阶孔，作为膜冷却导流孔(4)，膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔(13)的侧壁连通，膜冷却导流孔(4)的大端与环形凸台1(10)的端面连通，从而与膜冷却集合腔(5)连通；中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；集合器环(2)为u形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(12)；工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部(7)内壁进行冷却保护。如图2所示为具体的直流槽式边区膜冷却结构。

大推力、高室压液体火箭发动机推力室身部工作于高温高热流环境中，身部内壁只有在可靠冷却条件下，才能保证发动机的可靠工作和必须的工作寿命。采用本发明的直流槽式边区膜冷却结构，只需引入少量推进剂对推力室身部进行膜冷却，可形成贴壁效果好、均匀分布的冷却膜，从而在推力室内壁表面建立贴壁流动的液体保护层或气体保护层，这些保护层都是低温的隔热薄膜，从而有效减少通过身部内壁的传热量，避免推力室内壁烧蚀，提高推力室内壁可靠性和工作寿命。

如图1所示一种推力室，其包括身部(7)和直流槽式边区膜冷却结构。

如图2展示了具体的直流槽式边区膜冷却结构，推力室的直流槽式边区膜冷却结构包括：顶盖(1)、集合器环(2)、中底(3)、多孔面板(8)、喷嘴(9)；中底(3)为中空回转体，中底(3)一端端面中部设有环形凸台1(10)，与推力室身部(7)对接；环形凸台1(10)与推力室身部(7)形成膜冷却集合腔(5)；中底(3)一端端面内侧设有环形凸台2(11)；环形凸台2(11)的外缘加工有直流槽(6)，直流槽(6)面向推力室身部(7)内壁；

环形凸台2(11)的内侧与多孔面板8的外缘配合焊接；

孔面板(8)沿径向设置有多圈周向分布的通孔，作为喷嘴安装孔；，如图3所示，直流槽(6)的位置与喷嘴安装孔一一对应；每个喷嘴安装孔内安装一个喷嘴(9)；

中底(3)上设有斜孔(13)，斜孔(13)的一端与中底(3)的外表面连通，斜孔(13)的另一端与中底(3)的内表面连通；斜孔(13)沿中底(3)的周向分布；

斜孔的侧壁上开有台阶孔，作为膜冷却导流孔(4)，膜冷却导流孔(4)的小端与斜孔的侧壁连通，膜冷却导流孔(4)的大端与环形凸台1(10)的端面连通，从而与膜冷却集合腔(5)连通；

中底(3)另一端端面与顶盖(1)连接；

集合器环(2)为u形截面的回转体，集合器环(2)的一端与顶盖(1)连接，另一端与中底(3)的外表面连接，使集合器环(2)内部与顶盖(1)和中底(3)的外表面形成集合器腔(字母12)。

优选的，工作过程中，冷却剂首先进入集合器腔(字母12)，流过斜孔(13)，经过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)，经过直流槽(6)喷出喷住器结构，射向身部7内壁，形成贴壁冷却膜，对身部7内壁进行冷却保护。

优选的，喷嘴(9)的中心轴线与推力室身部(7)的中心轴线平行。

优选的，斜孔(13)的中心轴线与推力室身部(7)的中心轴线呈一定角度。

优选的，膜冷却导流孔(4)，包括大端和小端，大端和小端均为圆柱形孔，均进行锐边处理，大端的内直径大于小端的的内直径小端孔径控制膜冷却流量，小端孔径设计方法如下：

式中d:小端孔直径m；qm:膜冷却剂流量kg/s；n：膜冷却导流孔数量；cd:膜冷却导流孔流量系数；k:冷却剂比热比；p1:集合器腔内冷却剂压力pa；ρ:集合器腔内冷却剂密度kg/m³；pc：推力室室压pa。大端和小端圆柱形孔的长径比满足:l/d<10，l为圆柱形孔的长度，d为圆柱形孔的直径。

优选的，直流槽(6)为细长槽,其具体结构如图4所示，宽度为0.5-1.5mm，左右两端均倒圆角，倒圆半径与宽度基本一致，并进行锐边处理。长度为1-1.5s，s为喷嘴安装孔直径mm。

本发明优选方案为：在推力室中底(3)上加工一定数量的膜冷却导流孔(4)，从集合器腔(12)经过斜孔(13)引入小流量(优选1％-2％总燃料流量)的推进剂作冷却剂。为了保证膜冷却导流孔(4)的加工工艺性，圆孔设置成台阶式直圆孔，远离身部(7)为细圆孔，靠近身部(7)为大圆孔，从而减小膜冷却导流孔(4)的长径比(l/d<10，l为圆孔长度，d为圆孔直径)，降低加工难度。通过控制膜冷却导流孔(4)细圆孔的直径可以控制引入的冷却剂流量。

优选方案为：为保证沿周向在身部内壁形成均匀的冷却膜，推力室身部(7)端面伸出一部分与中底(3)对接，并与中底(3)形成膜冷却集合腔(5。集合器腔(12)引入的冷却剂流过斜孔(13)，通过膜冷却导流孔(4)进入膜冷却集合腔(5)。

优选方案为：在中底的环形凸台2(11)面向身部(7)内壁加工直流槽(6)，直流槽(6)的位置与数量与多孔面板(4)靠近边缘的最外圈喷嘴一一对应，冷却剂从直流槽(6)沿轴向紧贴身部(7)内壁表面喷入，在内壁表面形成贴壁流动的低温冷却膜，可以隔绝燃气，减小高温燃气向内壁的传热，降低内壁温度。通过这种结构设计，冷却剂贴壁性好，沿周向均匀性好，增大了冷却膜长度，增强了膜冷却效果。

本发明实现冷却效率提高的进一步优选方案：设直流槽(6)的面积为a1，设直流槽的数量为n，膜冷却剂的密度为d1，膜冷却剂的流量为w1，满足40<w1/(n*a1*d1)<80，满足该优选约束条件，可以实现冷却效率的进一步提高。

本发明带有直流槽式边区膜冷却结构的推力室采用氢、氧作为推进剂参加地面热试验后，相比同种试验条件下不带直流槽式边区膜冷却结构的推力室，引入2％的氢作为膜冷却剂，试验测得推力室身部壁面热流密度最大可减小20％，最高内壁温度可减小100k。

本发明设计的直流槽式身部边区膜冷却结构，只需引入少量推进剂对推力室身部进行膜冷却，形成的冷却膜较长，均匀性好，贴壁效果明显，冷却能力强，可有效降低推力室内壁温度，提高推力室寿命，同时避免在喷注面板上加工细圆孔；且本发明采用直流槽式身部边区膜冷却结构这种新型边区气膜冷却结构，可引用少量推进剂对推力室身部进行膜冷却，形成的冷却膜较长且贴壁性好，覆盖范围大，冷却效果好；

本发明直流槽结构在中底外圆，保证了加工工艺性同时提高了冷却剂贴壁效果；而且，本发明膜冷却集合腔的设计，保证了膜冷却效果的均匀性；并且，本发明膜冷却导流孔采用台阶式设计，减小了细直圆孔的长径比，降低了加工难度。