[发明专利]液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构

说明书

本发明提供的液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构，属于液体火箭发动机技术领域，包括：推力室本体，其外壁由内层和外层构成夹层结构，推力室本体的前端设有分别与夹层结构连通的冷却剂入口和冷却剂出口；夹层结构内由若干轴向肋条分割成多条冷却通道，冷却通道包括流入通道和流出通道，流入通道与冷却剂入口连通，流出通道与冷却剂出口连通；流入通道和流出通道在夹层结构的后端连通。本发明的夹层结构内的流入通道与流出通道，能够实现对推力室本体的双向流动换热，实现了汇集变向，避免了冷却进液供应结构的额外结构，使结构大幅简化。

分案申请的相关信息

本案是分案申请。该分案的母案是申请日2020年3月13日、申请号为2020101779456、发明名称为“液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构”的发明专利申请案。

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构。

背景技术

液体火箭发动机的推力室由喷注器、燃烧室和喷管组成，是发动机中完成推进剂能量转化和产生推力的组件。再生冷却是一种常见液体火箭发动机身部外冷却方式，即推力室身部采用夹层结构，冷却介质一般采用一种推进剂介质，介质流经再生冷却夹层，通过对流换热带走燃烧室室壁大量的热量，达到冷却推力室的目的，流出冷却通道后再经头部喷注器喷入燃烧室，换热能量重新回到燃烧室内得到回收再生。

目前，冷却结构均采用双层壁或管束式通道结构，多采用焊接方式实现，冷却通道繁复众多，且进出口供应结构难以集成设计，结构复杂，焊缝数量多，焊接工艺复杂、难度大，且加工周期长、成本高。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的推力室冷却结构的结构复杂的缺陷，从而提供一种液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构。

为了解决上述技术问题，本发明提供的液体火箭发动机用往复式再生冷却集成推力室身部结构，包括：

推力室本体，其外壁由内层和外层构成夹层结构，所述推力室本体的前端设有分别与所述夹层结构连通的冷却剂入口和冷却剂出口；

所述夹层结构内由若干轴向肋条分割成多条冷却通道，所述冷却通道包括流入通道和流出通道，所述流入通道与所述冷却剂入口连通，所述流出通道与所述冷却剂出口连通；

所述轴向肋条与所述夹层结构的后端存有间隙，所述间隙使所述流入通道和流出通道在所述夹层结构的后端连通，形成环形的夹层集液腔。

作为优选方案，所述流入通道和/或所述流出通道内间隔设有多个点阵凸起。

作为优选方案，所述流入通道和所述流出通道在所述夹层结构内依次相邻布置。

作为优选方案，还包括：进口集液腔，位于所述推力室本体的前端，环绕所述推力室本体的外壁设置；所述进口集液腔的一端与所述冷却剂入口相连通，另一端与所述流入通道相连通。

作为优选方案，所述进口集液腔与所述流出通道之间通过第一阻挡板封闭。

作为优选方案，还包括：

出口集液腔，位于所述推力室本体的前端，环绕所述推力室本体的外壁设置；所述出口集液腔的一端与所述冷却剂出口相连通，另一端与所述流出通道相连通。

作为优选方案，所述出口集液腔与所述流入通道之间通过第二阻挡板封闭。

作为优选方案，还包括：

法兰，设置在所述推力室本体的前端，所述冷却剂入口和所述冷却剂出口设置在所述法兰的端面上。

本发明技术方案，具有如下优点：