[实用新型]一种具有热防护结构的一体化推力室

说明书

本实用新型涉及液体火箭发动机技术领域，特别涉及一种具有热防护结构的一体化推力室，解决了现有推力室长时间工作时材料会发生变形甚至烧融，推力室冷却结构工艺复杂、造价昂贵及生产周期长的问题。该推力室的特殊之处在于：包括套装的内壁和外壁，连接在内壁和外壁头部一端的头部法兰以及连接在内壁和外壁尾部一端的尾部法兰；尾部法兰上设有冷却剂入口及冷却剂入口集液腔；内壁的外表面上沿内壁的周向间隔设置有多根凸肋，内壁通过凸肋与外壁连接，相邻两个凸肋之间的间隙处形成沿内壁轴向的多条冷却剂流通通道；头部法兰上设有冷却剂出口及冷却剂出口集液腔；头部法兰、内壁、凸肋、外壁以及尾部法兰为采用高温合金材料制成的一体成型件。

技术领域

本实用新型涉及液体火箭发动机技术领域，特别涉及一种具有热防护结构的一体化推力室。

背景技术

组合动力飞行器技术是航空航天未来发展的技术高地，已成为各国高度关注的战略性、前沿性技术。在组合动力飞行器中，火箭基组合循环发动机的应用较为广泛，而液体火箭发动机是火箭基组合循环发动机推进动力系统的关键组成部分之一，推力室又是液体火箭发动机的核心部件；推进剂在推力室内充分燃烧，从而完成能量转化，产生火箭所需推力。

推进剂在推力室中反应时可产生3000K-4000K的高温燃气，在长时间工作过程中，常见材料会发生变形甚至烧融；常见的铣槽再生冷却结构工艺复杂且造价昂贵，生产周期长。

实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种具有热防护结构的一体化推力室，以解决现有推力室长时间工作时材料会发生变形甚至烧融，推力室冷却结构工艺复杂、造价昂贵及生产周期长的技术问题。

本实用新型所采用的技术方案是，一种具有热防护结构的一体化推力室，其特殊之处在于：

包括由内向外依次套装的内壁和外壁，连接在内壁和外壁头部一端的头部法兰，以及连接在内壁和外壁尾部一端的尾部法兰；

所述尾部法兰上设置有冷却剂入口以及冷却剂入口集液腔；

所述内壁的外表面上沿内壁的周向间隔设置有多根凸肋，内壁通过所述凸肋与外壁的内表面连接，相邻两个所述凸肋之间的间隙处形成沿内壁轴向的多条冷却剂流通通道；

所述头部法兰上设置有冷却剂出口以及冷却剂出口集液腔；

所述冷却剂入口、冷却剂入口集液腔、冷却剂流通通道、冷却剂出口集液腔以及冷却剂出口相连通；

所述头部法兰、内壁、凸肋、外壁以及尾部法兰为采用高温合金材料制成的一体成型件。

进一步地，所述冷却剂入口集液腔与冷却剂出口集液腔的形状均为空心柱状且该空心柱状的外侧母线为弧形。外侧母线采用弧形结构，不仅可以使冷却剂流动压降减小，优化集液腔流场，使得冷却剂均匀且快速的分布至每一个冷却剂流通通道，而且其符合增材制造工艺，加工方便。

进一步地，为了加工方便，所述头部法兰、内壁、凸肋、外壁以及尾部法兰为采用3D打印技术增材制造的一体成型件。

进一步地，所述头部法兰包括空心圆柱体形状的本体以及本体上沿圆周方向均匀设置的沿径向外凸的多个提耳；

所述提耳上设置有安装孔。

这样设置，头部法兰可通过螺栓与喷注器连接。头部法兰采用提耳结构，一方面可以达到减轻推力室整体质量的效果，同时也可以避让出部分空间便于布置连接管路。

进一步地，所述尾部法兰的端面外轮廓线为圆形。这样设置，便于后续推力气密性检测，可在其后部加装盖板等结构即可进行气密性检测。

进一步地，所述内壁的壁厚为1mm～1.5mm；

所述外壁的壁厚为2mm～3mm；

所述凸肋沿内壁的径向方向的高度为2mm～2.2mm。