[发明专利]一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室

说明书

一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、过渡层、喉衬和隔热涂层；燃烧室外壁包括圆筒段和锥筒段，锥筒段与圆筒段平滑过渡连接；燃烧室内壁一端为圆筒段，另一端为锥段，中部向内凹陷形成喉部；在燃烧室内壁的外表面沿纵向开有若干条换热通道，若干条换热通道沿燃烧室内壁的周向均匀分布；燃烧室内壁外侧覆盖过渡层，燃烧室内壁内侧覆盖隔热涂层；燃烧室内壁安装在燃烧室外壁内，燃烧室内壁喉部与燃烧室外壁之间安装喉衬；每组冷却剂出口和冷却剂入口分别与一条换热通道对应。本发明适用于高压大热流，可以实现快捷制造和多次重复长时使用的需要，适用于液体火箭发动机，可重复使用。

技术领域

本发明涉及一种快捷连接夹层式燃烧室。

背景技术

高压大热流燃烧室内壁在工作过程中要承受较大的交变高低温差应力和压差应力的耦合作用，工作环境非常恶劣，热防护相当困难，沿用传统的再生冷却防护已难以满足多次起动以及飞行过载情况下高室压高混合比长时间工作的恶劣工况，多次长时工作后，燃烧室再生冷却通道内壁会出现穿透性裂纹。由于高压大热流推力室工作环境比较恶劣，热防护相当困难，仅采用氢再生冷却已难以满足多次起动以及过载高室压高混合比长时间工作的恶劣工况。在冷却通道许用压降和高深宽比加工能力受限的情况下，传统上一般在再生冷却的基础上采用边区低混合比来提高内壁的循环寿命。但边区低混合比在有效降低气壁温的同时会造成氢喷前温度下降，并对燃烧效率产生不利影响。工程上还需要深入研究其对燃烧稳定性和效率的影响，使影响燃烧稳定性的重要参数—氢喷前温度和燃烧效率控制在合适的水平。因此探索一种不影响其它工作特性的新型可重复使用燃烧室热防护结构势在必行。

传统的液体火箭发动机燃烧室制造方式存在以下问题：传统的燃烧室扩散焊工艺一般将外壁分成两瓣或推力室内壁分段进行装配，降低了推力室身部的整体可靠性；当前氢氧发动机燃烧室普遍采用的电铸镍制造技术，存在着生产周期长、工艺可靠性低等诸多缺点；为了加强燃烧室喉部强度，传统的在喉部段外壁焊接加强环的方式极易由于焊接应力引起内外壁脱粘，导致产品报废。

发明内容

本发明要解决的技术问题是：克服现有液体火箭发动机燃烧室使用寿命和制造方法的限制，提供一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，适用于高压大热流，可以实现快捷制造和多次重复长时使用的需要，适用于液体火箭发动机，可重复使用。

本发明所采用的技术方案是：一种可重复使用的快捷连接夹层式燃烧室，包括燃烧室内壁、燃烧室外壁、过渡层、喉衬和隔热涂层；

燃烧室外壁包括圆筒段和锥筒段，锥筒段与圆筒段平滑过渡连接，圆筒段端口为燃气入口，锥筒段的大端为燃气出口；

燃烧室内壁一端为圆筒段，另一端为锥段，中部向内凹陷形成喉部；在燃烧室内壁的外表面沿纵向开有若干条换热通道，若干条换热通道沿燃烧室内壁的周向均匀分布；燃烧室内壁外侧覆盖过渡层，燃烧室内壁内侧覆盖隔热涂层；

燃烧室内壁安装在燃烧室外壁内，燃烧室内壁喉部与燃烧室外壁之间安装喉衬；燃烧室外壁两端分别沿周向分布冷却剂出口和冷却剂入口，每组冷却剂出口和冷却剂入口分别与一条换热通道对应；

燃气由燃气入口进入，由燃气出口喷出，冷却剂由冷却剂入口流入，由冷却剂出口流出。

燃烧室内壁的材料为铬锆铜。

过渡层采用电铸铜。

隔热涂层采用电镀或喷涂工艺在燃烧室内壁的内表面上沉积形成。

所述的换热通道采用分段变深宽比和变内壁底部厚度结构，换热通道的深度与宽度的比值控制在6～9范围内，换热通道的底部厚度控制在0.5～1.0mm范围内。

沿燃烧室轴向不同位置，根据热流密度的分布采用不同变截面的换热通道，在喉部区域采用最小通道深度、宽度和底部厚度的换热通道，在燃气入口区域采用中等通道深度、宽度和底部厚度的换热通道，在燃气出口区域采用最大通道深度、宽度和底部厚度的换热通道。