[发明专利]一种条状型槽道结构的分体燃烧室

说明书

本发明提供一种条状型槽道结构的分体燃烧室，包括框架组件和冷却组件，所述框架组件包括若干个隔条和设于若干个隔条两端的框架端部；每相邻两个隔条之间形成有间隔，所述冷却组件设于所述间隔处，所述冷却组件包括盖板结构和冷却结构，所述盖板结构设于所述冷却结构外侧；所述盖板结构包括盖板本体，所述盖板本体包括盖体部、沿盖体部向外侧延伸的密封框、以及沿盖体部向内侧延伸的延伸部。本发明提供一种条状型槽道结构的分体燃烧室，实现燃烧室的冷却。

技术领域

本发明属于发动机燃烧室领域，涉及一种条状型槽道结构的分体燃烧室。

背景技术

在发展用于运载乘客、导弹和可重复使用的运载火箭的航空航天运载工具时，主要考虑的是安全、高速旅行和廉价的制造费用。高超声速喷气飞行器一直是研究人员的目标。高超声速飞行器能够达到5马赫以上的速度，由于推重比约为2，超燃冲压发动机需要优化设计，以最小化结构重量，增加有效载荷质量。超燃冲压发动机产生推力的高燃烧速率导致燃烧室面板上的热流非常高，需要冷却系统来保护燃烧室壁面。燃烧室内壁暴露在燃烧室的连续高热流中，主动冷却被认为是有效的热防护的一个解决方案，其中吸热燃料被用作冷却剂。随着马赫数的增加，额外的热负荷可能导致燃料热沉不足，需要携带更多的燃料进行冷却。这些额外的燃料增加了飞行器的体积、重量和复杂性，这大大降低了飞行器的性能。

因此发动机燃烧室的设计需要呈现出与以往设计不同的状态，才能满足高超声速飞行器低价、可重复使用的要求。发动机设计一直以来遵循一体化设计的原则，但是一体化成型的发动机燃烧室不适用于可重复使用运载器，每当该燃烧室出现问题时，整个燃烧室都要进行更换，成本相应增加。并且一体化成型的发动机因其尺度大，温度梯度大，导致应力集中明显，极易出现结构失效的情况。

发明内容

本发明的目的是提供一种条状型槽道结构的分体燃烧室，实现燃烧室的冷却。

本发明采用的技术方案为：本发明提供一种条状型槽道结构的分体燃烧室，包括框架组件和冷却组件，所述框架组件包括若干个隔条和设于若干个隔条两端的框架端部；

每相邻两个隔条之间形成有间隔，所述冷却组件设于所述间隔处，所述冷却组件包括盖板结构和冷却结构，所述盖板结构设于所述冷却结构外侧；

所述盖板结构包括盖板本体，所述盖板本体包括盖体部、沿盖体部向外侧延伸的密封框、以及沿盖体部向内侧延伸的延伸部；

所述密封框内形成空腔，所述空腔内设置有中空的台阶；

所述冷却结构包括冷却面板，所述冷却面板上设置有冷却槽道，所述冷却槽道上设置有再生冷却剂出口集液通道和冷却剂入口集液通道，所述冷却槽道与再生冷却剂出口集液通道相互联通、以及所述冷却槽道与所述冷却剂入口集液通道相互联通。

作为进一步改进的方案，所述冷却面板的端部设置有发汗冷却剂出口；

所述框架端部内部设置有若干个发汗冷却剂流入通道以及发汗冷却剂汇集通道，且框架端部的内表面设置有发汗冷却孔；

所述发汗冷却剂出口与所述发汗冷却剂流入通道相联通，所述发汗冷却剂流入通道与所述发汗冷却剂汇集通道相联通，所述发汗冷却剂汇集通道与所述发汗冷却孔相联通。

作为进一步改进的方案，所述冷却面板侧边设置有凸台。

作为进一步改进的方案，每个所述冷却面板的两侧均设置有凸台，两侧的凸台之间形成有凹槽，所述延伸部设于所述凹槽内，且所述凹槽与所述延伸部相匹配。

作为进一步改进的方案，所述发汗冷却剂流入通道的数量为冷却结构数量的两倍；

所述发汗冷却剂流入通道的数量与所述发汗冷却剂出口的数量相等。

作为进一步改进的方案，所述分体燃烧室为中空设置的圆柱形；