[實用新型]用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套及推力室

有效

• 申請號: 201920234882.6
• 申請日: 2019-02-25
• 公開（公告）號: CN209818184U
• 公開（公告）日: 2019-12-20
• 發明（設計）人: 宣智超;袁宇
• 申請（專利權）人: 藍箭航天空間科技股份有限公司
• 主分類號: F02K9/64
• 分類號: F02K9/64;F02K9/62
• 代理公司: 11595 北京科石知識產權代理有限公司
• 代理人: 李艷霞

本實用新型提供了一種用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套及推力室，用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套包括：外壁、內壁、第一肋條和第二肋條；第一肋條設置在外壁和內壁之間，第一肋條在其高度方向的一側與外壁連接，另一側與所述內壁連接；相鄰第一肋條與內壁和外壁構成冷卻通道；第二肋條設置在冷卻通道中，第二肋條在其高度方向的一側與內壁連接，另一側與外壁間隔設置。本實用新型提供的冷卻夾套通過在液體火箭發動機推力室的常規冷卻夾套內增設第二肋條的方式來增大換熱面積，能夠提高常規冷卻夾套的換熱能力，具有更佳的降溫效果。

技術領域

本實用新型涉及液體火箭發動機領域，特別是一種用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套及推力室。

背景技術

推力室作為液體火箭發動機的重要組成部分，其主要作用是為推進劑的燃燒提供場所，從而產生推力。液體火箭發動機的推力室工作在高溫高壓大熱流燃氣環境下，燃氣溫度通常高達3000℃以上，因此需要對推力室進行可靠冷卻以保證其結構不被燃氣破壞。

目前國內外主流的液體火箭發動機中的推力室采用常規冷卻夾套進行冷卻。該常規冷卻夾套是在推力室身部的內壁外表面銑槽，銑槽內壁與推力室的外壁構成冷卻通道。現有的這種常規冷卻夾套存在以下問題：(1)在冷卻夾套結構的壓力損失一定的情況下，無法進一步提高常規冷卻夾套的換熱能力。(2)冷卻夾套結構各段的換熱能力是變化的，無法實現各段換熱能力的均衡。

發明內容

為至少在一定程度上克服相關技術中存在的問題，本實用新型提供了一種用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套及推力室。

根據本實用新型實施例的第一方面，本實用新型提供了一種用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套，其包括：外壁、內壁、第一肋條和第二肋條；

所述第一肋條設置在所述外壁和內壁之間，所述第一肋條在其高度方向的一側與所述外壁連接，其另一側與所述內壁連接；

相鄰所述第一肋條與所述內壁和外壁構成冷卻通道；

所述第二肋條設置在所述冷卻通道中，所述第二肋條沿其高度方向的一側與所述內壁連接，另一側與所述外壁間隔設置。

上述用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套中，各所述冷卻通道中均至少設置有一根所述第二肋條。

進一步地，當各所述冷卻通道中設置有一根所述第二肋條時，所述第二肋條設置在其所在冷卻通道寬度方向的中部。

進一步地，所述第二肋條的橫截面的面積為其所在冷卻通道橫截面面積的1/4-1/2。

上述用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套中，當各所述冷卻通道中設置有兩根以上所述第二肋條時，各所述第二肋條沿其所在冷卻通道的寬度方向均勻間隔設置在其所在的冷卻通道中。

進一步地，一個冷卻通道中的各所述第二肋條的橫截面的面積之和為該冷卻通道橫截面面積的1/4-1/2。

上述用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套中，所述第二肋條的高度為所述第一肋條的高度的1/3-2/3。

上述用于液體火箭發動機推力室的冷卻夾套中，所述第二肋條的橫截面的形狀為長方形、三角形或梯形。

根據本實用新型實施例的第二方面，本實用新型還提供了一種推力室，其包括推力室身部，所述推力室身部包括依次設置的柱形段、喉部和錐形段；從所述柱形段到所述喉部，所述推力室身部逐漸收縮；從所述喉部再到所述錐形段，所述推力室身部逐漸擴張；

所述柱形段采用權利要求1-8任一項所述冷卻夾套；

在所述柱形段向所述喉部的方向上，所述冷卻夾套中所述第二肋條的高度和寬度的至少之一逐漸減小。