[发明专利]一种身部和推力室

说明书

本发明公开一种身部和推力室，涉及推力室技术领域，用于减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于燃烧室的保护功能。身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。推力室包括喷注器和上述的身部，身部的入口段与喷注器连接，喷注器用于向身部内喷注推进剂。

技术领域

本发明涉及推力室技术领域，尤其涉及一种身部和推力室。

背景技术

液体火箭发动机是航天飞行器的核心部件，是使用液态化学物质作为能源和工质的化学火箭推进系统，发动机的推力室是将液体推进剂的化学能转变成推力的重要组件。推力室由喷注器和身部组成，其中身部包括燃烧室和喷管，液体推进剂经喷注器喷入身部的燃烧室内，在燃烧室内经雾化、混合和燃烧等过程生成燃烧产物，从喷管高速喷出产生推力。

在液体火箭发动机燃烧室内，由于液体推进剂在燃烧室内燃烧时，产生较高温度(高达3000℃)。因此，为了保护燃烧室，避免燃烧室内壁被高温损伤，通常会设置一定比例的推进剂作为冷却剂射流，冷却剂用于隔绝燃烧室内壁和位于燃烧室内的高温燃烧产物，以保护燃烧室。

现有技术中，喷注器将冷却剂喷入身部的燃烧室时，易出现冷却剂回流现象，造成冷却剂浪费的同时，降低了对于燃烧室的保护功能。

发明内容

本发明的目的在于提供一种身部和推力室，用于减少冷却剂的回流，降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于身部的保护功能。

为了实现上述目的，第一方面，本发明提供一种身部，身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。

采用上述技术方案时，身部与喷注器连接，用于通入并喷出喷注器喷注的冷却剂。沿冷却剂的流动方向，身部依次连接有入口段、圆柱段、收缩段和扩张段。由此表明，喷注器喷注的冷却剂进入身部内时，需先经过入口段，而本发明中的入口段的内壁具有沿冷却剂流动方向扩张的扩径面，一部分冷却剂喷注于扩径面。当一部分冷却剂喷注于扩径面时，沿冷却剂流动方向扩张的扩径面具有阻挡该部分冷却剂回流的作用，因此可降低冷却剂的使用量，提高冷却剂对于燃烧室的冷却功能。

第二方面，本发明还提供一种推力室，包括喷注器和第一方面所描述的身部，身部的入口段与喷注器连接，喷注器用于向身部内喷注推进剂。

本发明提供的推力室的有益效果与第一方面中描述的身部的有益效果相同，此处不作赘述。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。在附图中：

图1为冷却剂射流方向一定的情况下，将身部入口设置为现有技术中的圆柱段与将身部入口设置为本发明实施例提供的入口段的情况下的对比示意图；

图2为本发明实施例提供的喷注器与身部的位置关系示意图；

图3为本发明实施例提供的身部的侧视示意图；

图4为图3中A-A处的剖视示意图；

图5为本发明实施例提供的喷注器的示意图。

附图标记：

1—身部，11—入口段，111—扩径面，112—凹槽，12—圆柱段，13—收缩段，14—扩张段，2—喷注器，21—第一喷注孔，22—第二喷注孔，31—第一冷却剂射流，32—第二冷却剂射流，41—圆柱壁面。

具体实施方式