[发明专利]气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法

说明书

本发明公开了一种气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法，涉及火箭发动机技术领域，该气膜冷却结构包括基体部和气膜喷射部，基体部上设置有气膜介质入口，气膜喷射部上设置有环形的气膜集合器，气膜集合器的圆周上设置有排气孔，气膜介质入口与排气孔连通，由气膜介质入口进入的气体通过排气孔排出形成气膜。本发明的液体火箭发动机采用上述气膜冷却结构，整体成本低，在液体火箭发动机热防护试验中，更换气膜喷射部可以实现不同参数下发动机燃烧室内壁上的热荷载分布情况，而且不需要多次试验转动燃烧室，试验效率高、成本小，试验结果精确。

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，更具体地说，本发明涉及一种气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法。

背景技术

火箭是靠火箭发动机喷射工质产生的反作用力向前推进的飞行器，火箭发动机按照推进剂的形态不同分为固体火箭发动机和液体火箭发动机。

液体火箭发动机是指液体推进剂的化学火箭发动机，液体火箭发动机一般由推进剂供应系统、燃烧室及发动机控制系统组成。推进剂供应系统包括燃料储箱、氧化剂储箱及相应的供应管路等，燃料和氧化剂通过喷注器组件注入燃烧室，经雾化，蒸发，混合和燃烧等过程成生成燃烧产物，燃烧室内压力可达2O0大气压、温度高达300O～4000℃，高温高压的燃烧产物高速从喷管中冲出而产生推力。由于燃烧室内高温高压的环境，对发动机燃烧室的热防护是非常重要的，在液体火箭发动机的热防护技术中，对发动机燃烧室壁的冷却是非常重要的一个部分。冷却技术是对发动机工作时处于高温环境的零组件采取的散热和隔热措施，以使受热件温度不超过材料强度允许的范围，保证受热零件正常工作或提高它们的性能。

气膜冷却是火箭发动机燃烧室热防护手段中的一种。现有燃烧室气膜冷却结构中气膜孔由燃烧室壁面与喷注器配合形成，在发动机气膜冷却试验中，改变气膜孔的离散尺寸需要更换喷注器，成本高。现有火箭发动机热防护试验中，为了评价冷却效果，必须测量燃烧室内壁热载荷，主要是内壁温度和热流密度。在燃烧室冷却试验中，燃烧室热荷载除了沿轴向变化外，周向不均匀也很明显，为了测量周向不均匀性，一般需要测量不同角度的值，从而得到二维热载荷。然而，由于测量装置结构的限制，现有热荷载测试试验通过转动燃烧室在两次试验中获得二维热载荷分布，一方面增加了试验成本，另一方面重复试验必然带来一定的测量误差。

发明内容

本发明的目的在于提供一种气膜冷却结构、液体火箭发动机及其气膜冷却试验方法，以解决现有气膜冷却结构在火箭发动机燃烧室的热防护试验中试验成本高，以及燃烧室热荷载测试试验中出现重复试验带来误差的问题。

本发明是通过以下技术方案实现的：

本发明第一方面提供一种气膜冷却结构，包括基体部和气膜喷射部，所述基体部上设置有气膜介质入口，所述气膜喷射部上设置有环形的气膜集合器，所述气膜集合器的圆周上设置有排气孔，所述气膜介质入口与所述排气孔连通，由所述气膜介质入口进入的气体通过所述排气孔排出形成气膜。

如上所述气膜冷却结构，所述基体部和所述气膜喷射部可拆卸连接，所述基体部与所述气膜喷射部之间采用垫圈密封。

如上所述气膜冷却结构，所述基体部与所述气膜集合器之间具有中空腔体，所述气膜介质入口与所述中空腔体连通。

如上所述气膜冷却结构，所述气膜介质入口包括多个，多个所述气膜介质入口均匀分布于所述基体上。

如上所述气膜冷却结构，所述排气孔为圆孔或者槽缝。

如上所述气膜冷却结构，所述排气孔沿圆周均匀分布，所述排气孔的数量为6的倍数。

如上所述气膜冷却结构，所述气膜集合器在轴向上突出于所述气膜喷射部的安装面。