[發明專利]氣膜冷卻結構、液體火箭發動機及其氣膜冷卻試驗方法

有效

• 申請號: 201810558356.5
• 申請日: 2018-06-01
• 公開（公告）號: CN108869099B
• 公開（公告）日: 2020-07-31
• 發明（設計）人: 孫冰;王太平;劉迪;向紀鑫
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: F02K9/64
• 分類號: F02K9/64;G01M15/14
• 代理公司: 北京超凡志成知識產權代理事務所(普通合伙) 11371
• 代理人: 趙志遠

1.一種氣膜冷卻結構，其特征在于，包括基體部和氣膜噴射部，所述基體部上設置有氣膜介質入口，所述氣膜噴射部上設置有環形的氣膜集合器，所述氣膜集合器的圓周上設置有排氣孔，所述氣膜介質入口與所述排氣孔連通，由所述氣膜介質入口進入的氣體通過所述排氣孔排出形成氣膜；

所述基體部和所述氣膜噴射部可拆卸連接，所述基體部與所述氣膜噴射部之間采用墊圈密封。

2.根據權利要求1所述的氣膜冷卻結構，其特征在于，所述基體部與所述氣膜集合器之間具有中空腔體，所述氣膜介質入口與所述中空腔體連通。

3.根據權利要求2所述的氣膜冷卻結構，其特征在于，所述氣膜介質入口包括多個，多個所述氣膜介質入口均勻分布于所述基體上。

4.根據權利要求1所述的氣膜冷卻結構，其特征在于，所述排氣孔為圓孔或者槽縫。

5.根據權利要求4所述的氣膜冷卻結構，其特征在于，所述排氣孔沿圓周均勻分布，所述排氣孔的數量為6的倍數。

6.根據權利要求1－5中任一項所述的氣膜冷卻結構，其特征在于，所述氣膜集合器在軸向上突出于所述氣膜噴射部的安裝面。

7.一種液體火箭發動機，其特征在于，包括氧化劑艙、燃料艙、噴注器、氣膜冷卻結構、燃燒室、噴管和點火器，所述氣膜冷卻結構為權利要求1－6中任一項所述的氣膜冷卻結構；

所述氧化劑艙和所述燃料艙分別與所述噴注器連接，所述氣膜冷卻結構的基體部與所述噴注器連接，所述氣膜冷卻結構的氣膜噴射部與所述燃燒室的第一端連接，所述燃燒室的第二端與所述噴管連接，所述點火器設置于所述燃燒室和所述噴管之間。

8.一種液體火箭發動機氣膜冷試驗方法，其特征在于，所述液體火箭發動機采用上述權利要求7所述的液體火箭發動機，所述試驗方法包括：

在所述燃燒室圓柱段周向多個角度、軸向多個位置布置多個熱電偶；

打開測控系統，采集所述熱電偶溫度測量值；

向所述氣膜冷卻結構提供氣膜介質；

向所述燃燒室供應燃料和氧化劑，進行發動機點火；

停止所述燃燒室燃料和氧化劑供應，停止氣膜介質供應，停止熱電偶溫度采集。

9.根據權利要求8所述的液體火箭發動機氣膜冷試驗方法，其特征在于，所述在燃燒室圓柱段周向多個角度、軸向多個位置布置多個熱電偶包括：

所述熱電偶在所述燃燒室周向上分布在三個不同的角度上，所述角度間隔為15°，所述熱電偶分布在所述燃燒室軸向上的間距隨著所述熱電偶靠近所述噴管的距離的減小而減小。