[发明专利]一种液体火箭发动机燃烧室内壁及燃烧室

说明书

一种液体火箭发动机燃烧室内壁，所述燃烧室内壁外表面设有工艺环槽和沟槽内壁；所述工艺环槽位于燃烧室内壁外表面的两端；所述沟槽内壁位于燃烧室内壁外表面的中部。一种液体火箭发动机燃烧室内壁，既能满足现代高性能大推力液体火箭发动机热防护的需要及热寿命需求，又能解决扩散焊应用的工艺难题，而且成本较低。

技术领域

本发明涉及一种液体火箭发动机燃烧室内壁及燃烧室，属于液体火箭发动机领域。

背景技术

燃烧室作为液体火箭发动机的重要部件，其作用是包括三方面：(1)将燃料通过冷却通道夹层送入头部喷注器；(2)将燃料和氧化剂混合气体在燃烧室内燃烧产生高温、高压燃气，并经过燃烧室的一段截短的拉瓦尔喷管膨胀加速向外高速喷出，从而产生推力；(3)再生冷却保护本身。燃烧室内壁作为燃烧室的关键零件，其作用是通过其实现冷却剂与燃烧室高温燃气的高效换热，使冷却剂能够带走一定的热量，保护燃烧室不被发动机推进剂燃烧释放的巨大热量烧坏，从而保证推力室的可靠工作。燃烧室内壁设计的好坏直接关系到发动机能否正常工作。

目前，液体火箭发动机燃烧室内壁一般采用锆无氧铜或铬青铜。锆无氧铜导热性能好，但热强度较低，比如目前我国热流较大、室压稍低的氢氧发动机多采用锆无氧铜内壁；铬青铜热强度高，但导热性能相对较差，比如目前我国室压较高、热流相对较低的液氧煤油发动机一般多采用铬青铜内壁。但随着我国载人登月、深空探测等重大工程以及重型运载火箭研制需求的不断提升，研制重型液体火箭发动机势在必行，而对于现代高性能、高室压、高热流、大推力液体火箭发动机，燃烧室压力一般高达20MPa以上、燃烧室热流密度高达100MW/m²以上，继续采用以上铜合金内壁将会为发动机研制带来一系列困难。例如，航天飞机主发动机SSME、欧洲Vulcain等高压高热流大推力氢氧发动机燃烧室内壁裂纹问题都一度成为其型号研制的瓶颈，为此美国和欧洲做了大量的工作，严重影响了工程研制；我国某型大推力氢氧发动机在经过数次试车后身部内壁也经常会出现多条长度不一的裂纹，通过数据分析可以发现，出现裂纹条数较多后推力室效率及性能明显降低。为此，国内外均开展了新型液体火箭发动机燃烧室内壁研究，例如我国及欧洲、美国均开发过一种新型银锆铜燃烧室内壁，但银锆铜内壁的研制成本超高，与我国低成本、高可靠的航天发展思路相违背。

另外，为缩短燃烧室制造周期及降低制造成本，近代先进液体火箭发动机燃烧室内外壁的连接方式多采用扩散焊工艺。相比电铸方式，扩散焊的优点包括三方面：(1)外壁可采用一层高强度合金或特种钢如S-06等，强度高、重量轻，可以大幅减轻身部重量；(2)内、外壁可并行生产，在进行内壁铣槽加工时可同时进行外壁的加工，之后内壁、外壁的焊接仅需几天时间，生产周期相对电铸工艺大大缩短；(3)扩散焊内外壁的连接强度高于电铸方式。所以，近年来国内外各主要航天大国无一不将扩散焊燃烧室作为发动机推力室重点攻关的方向。但是，我国氢氧发动机当前普遍采用的锆无氧铜内壁在扩散焊后性能会大幅下降，导致扩散焊工艺无法在大推力发动机上推广应用；而且传统燃烧室内壁结构普遍会导致燃烧室两端头焊接质量差及焊接过程中端头出现裂纹，此问题也是制约国内外扩散焊工艺广泛应用于燃烧室制造的最大难题之一。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种液体火箭发动机燃烧室内壁及燃烧室，既能满足现代高性能大推力液体火箭发动机热防护的需要及热寿命需求，又能解决扩散焊应用的工艺难题，而且成本较低。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：

一种液体火箭发动机燃烧室内壁，所述燃烧室内壁外表面设有工艺环槽和沟槽内壁；

所述工艺环槽位于燃烧室内壁外表面的两端；所述沟槽内壁位于燃烧室内壁外表面的中部。

上述液体火箭发动机燃烧室内壁，所述每个工艺环槽的槽宽L2＝2L1～3L1，所述L1为燃烧室内壁的端面与工艺环槽的最小间距。

上述液体火箭发动机燃烧室内壁，所述工艺环槽的剩余壁厚Δ＝0.8δ～1.5δ，所述δ为沟槽内壁剩余厚度。