[发明专利]一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构

说明书

本发明公开了一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，包括：发动机喉部，其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔；在外层壳体上，且位于空腔处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴，各雾化喷嘴与其所在处的外层壳体壁面相垂直；雾化喷嘴用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且覆盖于整个内层壳体壁面，其相邻的雾化喷嘴喷射的冷却剂在内层壳体壁面上无重叠区；各雾化喷嘴均与高压电源的同一极相连接，高压电源用于向喷射的冷却剂提供电荷。采用火箭发动机喉部凹腔结构，并使用喷雾冷却的方法，使冷却更加均匀且优化了冷却剂分配。

技术领域

本发明属于传热和流动技术领域，具体涉及一种具有主动冷却凹腔结构的发动机喉部。

背景技术

发动机推进系统的稳定性和可重复利用性对其热防护提出了很高要求。现有的火箭发动机常用的主动冷却方式有：再生冷却、膜冷却、发汗冷却和冲击冷却。对于RBCC发动机中引射火箭在引射模态下采用再生冷却，喉部热流密度通常在10MW/m²～100MW/m²，单一再生冷却很难满足热防护需求；膜可有效降低壁面温度，但是，膜冷却的效率和覆盖壁面长度对冷却剂流量有较高要求，且部分用于液膜冷却的燃料无法参与燃烧，导致发动机推力性能下降；发汗冷却实际上是膜冷却的一种极限形式，同样会增大推力损失。对于冲击冷却，仍然存在不足，换热不均匀，被冷却表面存在较大的温度梯度；冷却剂分配不均匀，这会影响发动机壳体冷却的均匀度。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于针对上述现有技术的不足，提供一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，采用火箭发动机喉部凹腔结构，并使用喷雾冷却的方法，使冷却更加均匀且优化了冷却剂分配。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是，一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构，包括：发动机喉部，其为柱状腔体，由双层壳体围成，双层壳体间形成空腔结构，其中，外层壳体的中部向外侧凸起，形成的空腔为：前后两端为狭缝状，中部为向外扩张的凹腔；

发动机喉部的前端用于与燃烧室相连接，且凹腔与燃烧室的冷却腔相连通；发动机喉部的后端用于与喷管相连接，且凹腔与喷管的冷却腔相连通；

在外层壳体上，且位于凹腔处，环向一周间隔设置有多个雾化喷嘴，各雾化喷嘴与其所在处的外层壳体壁面相垂直；雾化喷嘴用于向凹腔内的内层壳体上喷射冷却剂，且覆盖于整个内层壳体壁面，其相邻的雾化喷嘴喷射的冷却剂在内层壳体壁面上无重叠区；

各雾化喷嘴均与高压电源的同一极相连接，高压电源用于向喷射的冷却剂提供电荷。

进一步地，该凹腔的高度H为喉部半径R的1～2倍；凹腔的顶长度为L，

进一步地，该雾化喷嘴为六个，且等间距间隔排布。

本发明还公开了上述的一种基于喷雾冷却的发动机主动冷却凹腔结构的工作方式，其特征在于，工作方式如下：冷却剂平均等量注入各雾化喷嘴，并接通高压电源，在凹腔内形成静电场，在静电场的作用下冷却剂破碎成微小液滴，且小液滴携带相同的电荷，相互之间相斥，再次破碎，撞击凹腔内壳体，通过对流换热和相变吸热冷却喉部高热流区域。