[发明专利]一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法

权利要求书

1.一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，包括由微孔板围成的筒状壳体(1)，所述筒状壳体(1)的形状与发动机金属外壳(7)的形状相一致，用于套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)间形成冷却剂空腔(2)，且所述冷却剂空腔(2)的下端为冷却剂入口(3)，上端为冷却剂出口(4)；在所述筒状壳体(1)内侧为燃气腔(6)，所述燃气腔(6)的上端与冷却剂出口(4)相连通，将冷却剂由上端喷入所述燃气腔(6)内；

在所述微孔板(1)上开设有多个液膜喷射孔(5)，用于连通所述冷却剂空腔(2)和燃气腔(6)，将冷却剂径向喷入所述燃气腔(6)内。

2.根据权利要求1所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，各所述液膜喷射孔(5)的孔径为0.05mm-0.5mm。

3.根据权利要求1或2所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述冷却剂空腔(2)的厚度为1-3mm。

4.根据权利要求3所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述筒状壳体(1)的厚度为3mm-5mm。

5.根据权利要求4所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，其特征在于，所述微孔板(1)选用C/SiC复合材料。

6.一种航天发动机，其特征在于，包括权利要求1-5中任一项所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，还包括发动机金属外壳(7)，所述筒状壳体(1)套设在所述金属外壳(7)内，与所述发动机金属外壳(7)间形成冷却剂空腔；在所述冷却剂空腔(2)的下端、且位于所述金属外壳(7)上，开设有与冷却剂空腔(2)相连通的冷却剂入口(3)，在下端、且位于所述发金属外壳(7)上开设有冷却剂出口(4)；所述筒状壳体(1)内侧形成燃气腔(6)，所述燃气腔(6)的上端与冷却剂的出口相连通，将冷却剂由上端喷入所述燃气腔(6)内；

在所述微孔板(1)上开设有多个液膜喷射孔(5)，用于连通所述冷却剂空腔(2)和燃气腔(6)，将冷却剂径向喷入燃气腔(6)内。

7.根据权利要求1-5中任一项所述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构或权利要求6中一种航天发动机的冷却方法，其特征在于，该冷却方法如下：

冷却剂从所述冷却剂入口(3)进入冷却剂空腔(2)中，一路冷却剂由所述液膜喷射孔(5)径向喷射，进入所述燃气腔(6)，同时，在所述筒状壳体(1)的内侧形成一层液/气膜，用于隔离燃气腔(6)内的高温气体与筒状壳体(1)；

另一路冷却剂从所述冷却剂出口(4)流出，由上端喷射至所述燃气腔(6)，与氧化剂混合燃烧，产生高温燃气，所述高温燃气与液/气膜剂接触，进行传热传质，热量传至所述筒状壳体(1)的燃气腔(6)侧；然后热量传至所述冷却剂空腔(2)侧；所述冷却剂空腔(2)内的冷却剂与所述筒状壳体(1)发生对流换热，使得热量传入冷却剂中；所述冷却剂空腔(2)内的冷却剂与金属外壳(7)发生对流换热，将热量传入所述金属外壳(7)，即实现了冷却。

8.根据权利要求7所述的一种航天发动机的冷却方法，其特征在于，所述液膜喷射孔(5)中的冷却剂的渗透率为0.5％-15％。