双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法、系统及发动机推力室与流程

本发明属于液体火箭发动机，具体涉及一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法、系统及发动机推力室。

背景技术：

1、液体火箭发动机由于其推力可调、发射成本较低、可重复使用等优点成为商业航天的首选方案。然而，一方面：发动机工作时，燃气的温度可达到3000k至4000k，远远超过了一些燃烧室常用材料所允许的工作温度；另一方面：推力室工作的室压可以达到20mpa，相当于200个大气压，这就对壳体的材料强度提出了苛刻的要求。大多数材料的力学性能受温度影响较大，随着温度的升高，材料的强度等力学性能大幅下降。为了解决这些问题，必须采用性能优异的冷却系统来降低壳体温度，从而保证壳体材料的力学性能达到设计强度的要求。

2、目前液体火箭发动机所采用的冷却方式，主要有再生冷却、排放冷却、膜冷却和辐射冷却等。其中，再生冷却通道主要分为波纹板式、铣槽式和管束式。美国航天飞机ssme采用整体再生冷却，推力室冷却液入口集液器位于在喷管扩张段处，其中20％燃料流量通过铣槽式冷却通道进入头部，并有25％的燃料流量通过管束式通道，通往喷管出口部并通过此处集液环通过相邻通道返回上游。国内cz-2c发动机再生冷却液由位于喷管出口附近的集液器进入波纹板式通道，经过尾部后返回进入头腔，由喷注器喷入燃烧室。现有冷却结构成型工艺复杂、成本较高且冷却效果不佳，无法满足高室压、高性能发动机的需求。因此，本发明提出一种双夹层再生冷却和液膜冷却组合的复合冷却方案。

技术实现思路

1、要解决的技术问题：

2、为了避免现有技术的不足之处，本发明提供一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法及系统，其中再生冷却包括两部分：燃料冷却液从喷管出口的集液环出发，进入冷却通道对发动机进行冷却；氧化剂冷却液由喷管喉部的集液环出发，进入冷却通道进行冷却。其中燃料冷却通道在内层，氧化剂冷却通道在外层；除再生冷却外，在喷管收敛段入口处设置集液环，将一部分燃料作为液膜引入推力室内部进行液膜冷却。这种冷却系统的性能更好，更有利于推力室的冷却和燃料与氧化剂的预热。本发明的冷却方式更可靠、冷却性能更高，提高了高温高压推力室壳体的安全性和可靠性，并充分利用发动机的换热对燃料和氧化剂进行预热升温。

3、本发明的技术方案是：一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法，具体步骤如下：

4、将推力室壳体设计为双夹层结构，即在燃烧室和喷管的壁面内形成内外两层通道，通道均由喷管出口延伸至推力室的喷注器；

5、在与内层通道输入口相对的推力室壳体外壁面沿周向设置第一集液环，第一集液环内的环形腔与内层通道连通；

6、在与外层通道输入口相对的推力室壳体外壁面沿周向设置第二集液环，第二集液环内的环形腔与外层通道连通；

7、在所述第一集液环和第二集液环上分别设置燃料阀和氧化剂阀，由阀门控制流量和通断；

8、燃料和氧化剂分别经两个阀门进入两个集液环，再沿内/外层通道流向推力室的喷注器，对推力室进行双夹层再生冷却；

9、在燃烧室对应的内层通道上设置环带单向阀；

10、通过环带单向阀将内层通道的部分燃料改流至燃烧室内壁，再经燃烧室内壁上的旋流孔进入内壁内表面形成液膜环带，对燃烧室进行液膜冷却。

11、本发明的进一步技术方案是：所述第一集液环为燃料集液环，其上安装燃料阀；使用时将燃料充满至燃料阀前，启动涡轮泵将燃料压力升高，直至燃料前燃料压力达到阈值，将燃料阀打开，向燃料集液环通入燃料。

12、本发明的进一步技术方案是：所述第二集液环为氧化剂集液环，其上安装氧化剂阀；使用时将氧化剂充满至氧化剂阀前，启动涡轮泵将氧化剂压力升高，直至氧化剂前氧化剂压力达到阈值，将氧化剂阀打开，向氧化剂集液环通入燃料。

13、本发明的进一步技术方案是：所述环带单向阀从壳体外壁面通入内层通道，其入口与内层通道连通，出口与燃烧室内壁上的旋流孔连通。

14、一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统，包括双夹层结构的推力室壳体，设置于壳体外周面的燃料集液环、氧化剂集液环，及燃烧室内壁上沿周向设置的旋流孔；

15、所述双夹层结构包括燃烧室和喷管壁面内的内外两层通道，通道均由喷管出口延伸至推力室的喷注器；

16、所述燃料集液环与内层通道连通，并在其入口处安装燃料阀，通过燃料阀控制燃料的通断和流量；

17、所述氧化剂集液环与外层通道连通，并在其入口处安装氧化剂阀，通过氧化剂阀控制氧化剂的通断和流量；

18、所述旋流孔与内层通道通过环带单向阀连通，环带单向阀将内层通道的部分燃料改流至燃烧室内壁，再经燃烧室内壁上的旋流孔进入内壁内表面形成液膜环带。

19、本发明的进一步技术方案是：所述燃料集液环为设置于推力室的喷管外壁面的圆环结构，内部形成环形腔体，该环形腔体的入口处设置燃料阀，出口与内层通道连通，燃料依次经燃料阀、燃料集液环、内层通道，流至推力室的喷注器。

20、本发明的进一步技术方案是：所述燃料集液环的位置和数量由对喷管的具体冷却要求确定。

21、本发明的进一步技术方案是：所述氧化剂集液环为设置于喷管喉部外壁面的圆环结构，内部形成环形腔体，该环形腔体的入口处设置氧化剂阀，出口与外层通道连通，氧化剂依次经氧化剂阀、氧化剂集液环、外层通道，流至推力室的喷注器。

22、本发明的进一步技术方案是：所述燃烧室内壁的外表面沿周向设置有环形结构，内部形成环形腔体，该环形腔体的入口与环带单向阀连通，出口即为沿燃烧室内壁周向设置的旋流孔。

23、一种发动机推力室，包括所述双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统。

24、有益效果

25、本发明的有益效果在于：本发明提出的双夹层再生冷却与液膜冷却的复合冷却系统，具有冷却效果均匀，关键部位冷却效果好，冷却性能可靠等特点。燃料和氧化剂可以与推力室进行更好的换热，使燃料与氧化剂得到充分的预热，有利于发动机燃烧，能量利用更加充分。并且本发明既适用于低温推进剂组合，也适用于常温推进剂组合，而且对于双低温推进剂组合来说，其冷却效果更好，能量损失更小，更有利于提高发动机性能。

26、本发明与常规的单层再生冷却相比，冷却效果更好。喷管收敛段入口处的液膜和喉部的氧化剂集液环，则对发动机热防护最苛刻的地方进行了充分的冷却保护。

27、推力室低工况时冷却条件更加恶劣，对于低温推进剂，通过冷却通道时可以气化吸收更多热量，提高冷却性能，使推力室壁面温度保持正常范围。

技术特征：

1.一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法，其特征在于具体步骤如下：

2.根据权利要求1所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法，其特征在于：所述第一集液环为燃料集液环，其上安装燃料阀；使用时将燃料充满至燃料阀前，启动涡轮泵将燃料压力升高，直至燃料前燃料压力达到阈值，将燃料阀打开，向燃料集液环通入燃料。

3.根据权利要求1所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法，其特征在于：所述第二集液环为氧化剂集液环，其上安装氧化剂阀；使用时将氧化剂充满至氧化剂阀前，启动涡轮泵将氧化剂压力升高，直至氧化剂前氧化剂压力达到阈值，将氧化剂阀打开，向氧化剂集液环通入燃料。

4.根据权利要求1所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法，其特征在于：所述环带单向阀从壳体外壁面通入内层通道，其入口与内层通道连通，出口与燃烧室内壁上的旋流孔连通。

5.一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统，其特征在于：包括双夹层结构的推力室壳体，设置于壳体外周面的燃料集液环、氧化剂集液环，及燃烧室内壁上沿周向设置的旋流孔；用于实施权利要求1-4任一项所述双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法；

6.根据权利要求5所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统，其特征在于：所述燃料集液环为设置于推力室的喷管外壁面的圆环结构，内部形成环形腔体，该环形腔体的入口处设置燃料阀，出口与内层通道连通，燃料依次经燃料阀、燃料集液环、内层通道，流至推力室的喷注器。

7.根据权利要求6所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统，其特征在于：所述燃料集液环的位置和数量由对喷管的具体冷却要求确定。

8.根据权利要求5所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统，其特征在于：所述氧化剂集液环为设置于喷管喉部外壁面的圆环结构，内部形成环形腔体，该环形腔体的入口处设置氧化剂阀，出口与外层通道连通，氧化剂依次经氧化剂阀、氧化剂集液环、外层通道，流至推力室的喷注器。

9.根据权利要求5所述一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统，其特征在于：所述燃烧室内壁的外表面沿周向设置有环形结构，内部形成环形腔体，该环形腔体的入口与环带单向阀连通，出口即为沿燃烧室内壁周向设置的旋流孔。

10.一种发动机推力室，其特征在于：包括权利要求5所述双夹层再生冷却与液膜冷却的复合系统。

技术总结本发明一种双夹层再生冷却与液膜冷却的复合方法、系统及发动机推力室，属于液体火箭发动机技术领域；该系统包括双夹层结构的推力室壳体，设置于壳体外周面的燃料集液环、氧化剂集液环，及燃烧室内壁上沿周向设置的旋流孔；所述燃料集液环与内层通道连通，并在其入口处安装燃料阀，通过燃料阀控制燃料的通断和流量；所述氧化剂集液环与外层通道连通，并在其入口处安装氧化剂阀，通过氧化剂阀控制氧化剂的通断和流量；所述旋流孔与内层通道通过环带单向阀连通，环带单向阀将内层通道的部分燃料改流至燃烧室内壁，再经燃烧室内壁上的旋流孔进入内壁内表面形成液膜环带。本发明冷却效果更好，能量损失更小，更有利于提高发动机性能。技术研发人员：刘红军,马小奇受保护的技术使用者：陕西天回航天技术有限公司技术研发日：技术公布日：2024/6/18