本发明涉及火箭驱动设备领域,具体地,涉及一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构。
背景技术:
液体火箭发动机大多采用再生冷却方式实现身部的冷却,并采用液态氧化剂/液态燃料作为冷却剂,是保护推力室免受热流烧坏的有效而经济的方式。
双冷却再生冷却身部采用氧化剂和燃料同时冷却的方式,主要针对性解决单冷却身部结构冷却温升不足的难题,其常规生产采用机械加工和内外壁面扩撒焊接的方式,工艺复杂、生产周期长、成本高。而采用增材制造技术,生产一体成型,能在很大程度上降低再生冷却身部生产成本和缩短生产周期。然而,采用增材制造技术进行再生冷却身部的生产,由于流道结构复杂,成型困难,其结构的适应性是迫切需要解决的难题。
技术实现要素:
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双冷却再生冷却身部结构。
根据本发明提供的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构,包括:燃料冷却段1和氧化剂冷却段2;
燃料冷却段1设置有燃料进口11,燃料进口集液腔12,冷却槽13,连接槽14,燃料出口集液腔15和燃料出口16;
氧化剂冷却段2设置有氧化剂进口21,氧化剂进口集液腔22,连接槽14,冷却槽13,氧化剂出口23和密封槽24;
冷却槽13分为轴向槽131和周向槽132;液态燃料经燃料进口11进入燃料进口集液腔12,通过轴向槽131和周向槽132均匀分流,经连接槽14进入燃料出口集液腔15,并从燃料出口16流出,实现燃料冷却段1冷却;
液态氧化剂从氧化剂进口21进入氧化剂进口集液腔22,经连接槽14分流均匀进入冷却槽13,并通过氧化剂出口23流出,实现氧化剂冷却段2冷却。
较佳的,周向槽132为环形槽道,槽道型面为梯形,可有效防止生产过程中槽道塌陷的风险。
较佳的,周向槽132的梯形斜边与水平方向夹角为60°。
较佳的,连接槽14为带圆弧的四边形,可有效实现冷却槽和集液腔之间的光滑连接。
较佳的,所述燃料为液甲烷,氧化剂为液氧。
与现有技术相比,本发明具有如下的有益效果:
1、设计的身部结构为一体化结构,灵活实现了双推进剂冷却结构设计,适合于采用增材制造技术进行生产;
2、独特连接槽结构设计,实现了冷却槽与积液腔之间的光滑过渡;
3、独特周向槽结构,槽道型面为梯形,梯形斜边与水平面的夹角为60°,适合于采用增材制造技术。
附图说明
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:
图1是本发明的纵向剖面结构示意图;
图2是本发明的横向剖面结构示意图;
图3是本发明轴向冷却槽旋转剖面示意图;
图4是本发明周向环形槽道型面示意图;
图5是本发明连接槽旋转结构示意图;
图6是本发明双集液腔结构示意图。
具体实施方式
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。
如图1至图6所示,本发明提供的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构,包括:燃料冷却段1和氧化剂冷却段2。
燃料冷却段1设置有燃料进口11,燃料进口集液腔12,冷却槽13,连接槽14,燃料出口集液腔15和燃料出口16;氧化剂冷却段2设置有氧化剂进口21,氧化剂进口集液腔22,连接槽14,冷却槽13,氧化剂出口23和密封槽24;冷却槽13分为轴向槽131和周向槽132。
液态燃料经燃料进口11进入燃料进口集液腔12,通过轴向槽131和周向槽132均匀分流,经连接槽14进入燃料出口集液腔15,并从燃料出口16流出,实现燃料冷却段1冷却。
液态氧化剂从氧化剂进口21进入氧化剂进口集液腔22,经连接槽14分流均匀进入冷却槽13,并通过氧化剂出口23流出,实现氧化剂冷却段2冷却。
周向槽132为环形槽道,槽道型面为梯形,可有效防止生产过程中槽道塌陷的风险。周向槽132的梯形斜边与水平方向夹角为60°。连接槽14为带圆弧的四边形,可有效实现冷却槽和集液腔之间的光滑连接。
本发明的一种液体火箭发动机双冷却再生冷却身部结构,适应于采用增材制造技术进行生产,具备生产一体化、性能优良等优点。
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。