[发明专利]一种液体火箭发动机的推力室

说明书

本发明涉及一种液体火箭发动机的推力室，包括燃烧室和喷管，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通。本发明的液体火箭发动机的推力室利用集合器结构代替连接管路，取消了管路组件，减少了零件数量及焊缝数量，简化了设计结构。利用集合器结构增加了燃烧室和喷管的连接强度，提高了设计可靠性。

技术领域

本发明涉及推力室技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机的推力室。

背景技术

液体火箭发动机(Liquid Rocket Motor)是指液体推进剂火箭发动机，即使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统。常用的液体氧化剂有液态氧、四氧化二氮等，燃烧剂由液氢、偏二甲肼、煤油等，两者储存在不同的储箱中。液体火箭发动机工作时(以双组元泵压式液体火箭发动机为例)，推进剂和燃料分别从储箱中被挤出，经由推进剂输送管道进入推力室。推进剂通过推力室头部喷注器混合雾化，形成细小液滴，被燃烧室中的火焰加热气化并剧烈燃烧，在燃烧室中变成高温高压燃气。燃气经过喷管被加速成超声速气流向后喷出，产生作用在发动机上的推力，推动火箭前进。液体火箭发动机一般由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。液体火箭发动机推力室一般分为燃烧室(或称作身部)及喷管两部分，部分方案还包括喷管延伸段。通常燃烧室多采用再生冷却结构，喷管则有再生冷却结构、排放冷却结构、气膜冷却结构、辐射冷却结构或以上几种复合冷却的结构。

目前，再生冷却燃烧室和喷管之间通过集合器和连接管路进行连接，如果设置较少的连接管路，会造成流动均匀性差，且管路通径过大；如果设置较多的连接管路，虽可改善流动均匀性，缩小管路通径，但会带来管路数量及焊缝数量增多的问题，增加了结构的复杂性，增加成本，降低了可靠性。

发明内容

为解决现有技术存在的技术缺陷和不足，本发明提供了一种液体火箭发动机的推力室。

具体地，本发明一个实施例提出的一种液体火箭发动机的推力室，包括燃烧室和喷管，其中所述燃烧室和所述喷管通过集合器连通。

在本发明的一个实施例中，所述集合器内设置有若干通孔结构，以使所述燃烧室和所述喷管连通。

在本发明的一个实施例中，所述通孔结构的数量为30-360个。

在本发明的一个实施例中，所述通孔结构的形状为圆形。

在本发明的一个实施例中，所述通孔结构的直径为1-10mm。

在本发明的一个实施例中，所述集合器内设置有加强筋结构。

在本发明的一个实施例中，所述集合器与所述燃烧室、所述喷管均为焊接连接。

与现有技术相比，本发明的有益效果：

本发明的液体火箭发动机的推力室利用集合器结构代替连接管路，取消了管路组件，减少了零件数量及焊缝数量，简化了设计结构。利用集合器结构增加了燃烧室和喷管的连接强度，提高了设计可靠性。

本发明实施例利用集合器内的通孔结构代替管路的作用，增大了流通面积，使得流体具有更好的流动均匀性和更低的局部流阻。

本发明实施例通过在集合器内部增加若干通孔结构，实现提升了由燃烧室流入喷管的流体的流动均匀性，降低了因上游(集合器)流动不均对下游(喷管)的影响。

本发明实施例通过在集合器内部设置的加强筋结构，提高集合器自身强度，同时使燃烧室和喷管连为一体，提升了连接强度。

附图说明

图1为本发明实施例提供的一种传统的液体火箭发动机的推力室的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的一种液体火箭发动机的推力室的结构示意图。

具体实施方式