[發明專利]發動機推力室、火箭發動機、液體火箭

有效

• 申請號: 202110415966.1
• 申請日: 2021-04-16
• 公開（公告）號: CN113266492B
• 公開（公告）日: 2022-03-15
• 發明（設計）人: 高翔宇;張璽;劉岳曦;鮑啟林;何佳麗
• 申請（專利權）人: 北京星際榮耀空間科技股份有限公司;北京星際榮耀科技有限責任公司
• 主分類號: F02K9/64
• 分類號: F02K9/64;F02K9/62
• 代理公司: 北京三聚陽光知識產權代理有限公司 11250
• 代理人: 馬永芬

本發明涉及火箭發動機技術領域，具體涉及一種發動機推力室、火箭發動機、液體火箭。一種發動機推力室包括：殼壁，其內間隔設置有若干流道，流道適于在燃氣的流通方向上延伸；殼壁還包括：第一進口和第一出口，第一進口和第一出口分別設置在流道的兩端；分隔件，設置在兩相鄰的流道之間；發動機推力室還包括：液冷模塊，設置在殼壁上，其上設置有至少一第一腔室，第一腔室與至少一個流道連通；其中，分隔件上設置有液冷通道，液冷通道的一端與第一腔室連通，另一端連通于燃燒室。本發明中在燃燒室的內壁上形成貼壁的冷卻液膜，將燃燒室內的高溫與腔壁間實現隔離，避免發動機推力室腔壁位置處受高溫影響而縮短使用壽命甚至熔化的問題。

技術領域

本發明涉及火箭發動機技術領域，具體涉及一種發動機推力室、火箭發動機、液體火箭。

背景技術

推力室是液體火箭發動機的核心部件，液體火箭推進劑燃料通過噴注器進入燃燒室，霧化、混合、燃燒，產生高溫高壓燃氣，將化學能轉化為熱能，再由噴管高速噴出轉化動能，從而產生驅動火箭上升的推力。由于推力室內承載著高溫、高壓、高速燃氣，推力室內的燃氣溫度高達3500℃，燃氣壓力普遍在10MPa左右，最高可達30MPa。上述的高溫高壓環境會導致推力室的腔體受損甚至出現熔化的風險。

發明內容

因此，為了解決上述問題，本發明提供一種發動機推力室、火箭發動機、液體火箭。

為了解決上述問題,本發明提供了一種發動機推力室，包括：殼壁，其內間隔設置有若干流道，所述流道適于在燃氣的流通方向上延伸；所述殼壁還包括：第一進口和第一出口，所述第一進口和所述第一出口分別設置在所述流道的兩端；分隔件，設置在兩相鄰的所述流道之間；所述發動機推力室還包括：液冷模塊，設置在所述殼壁上，其上設置有至少一第一腔室，所述第一腔室與至少一個所述流道連通；其中，所述分隔件上設置有液冷通道，所述液冷通道的一端與所述第一腔室連通，另一端連通于燃燒室。

可選地，所述殼壁包括一體成型的外壁和內壁，所述流道設置在所述外壁和所述內壁之間。

可選地，在所述外壁的周向上設置有若干引流孔，所述引流孔與所述流道一一對應設置，所述引流孔分別連通于所述第一腔室和所述流道。

可選地，所述引流孔的直徑小于等于所述流道的截面直徑。

可選地，所述液冷模塊還包括：

第二腔室，環設在所述外壁上，且與所述液冷通道連通；

節流通道，連通于所述第二腔室和所述第一腔室；

節流元件，設置在所述節流通道內，以調節所述第一腔室流向所述第二腔室的冷卻液流量。

可選地，所述節流元件具有節流部，所述節流部的外周面與所述節流通道的內周面間構成節流間隙，所述節流部可調節所述節流間隙的尺寸。

可選地，所述節流元件處的冷卻劑流量與所述節流間隙間滿足如下公式：

；

其中，Ql為所述冷卻劑流量；Cd為流量系數；D1為所述節流元件的外徑；D2為所述節流通道的內徑；ρ為冷卻劑密度； Pl為所述流道的壓力；Pc為所述燃燒室的壓力。

可選地，所述液冷模塊一體成型在所述外壁上。

可選地，所述液冷通道的截面直徑小于所述分隔件的寬度。

可選地，所述液冷通道的軸向方向與所述燃燒室的內壁型面母線的夾角范圍為大于等于0度小于等于30度。

本發明還提供了一種火箭發動機，包括：上述中任一項所述的發動機推力室。

本發明還提供了一種液體火箭，包括：上述中所述的火箭發動機。

本發明技術方案，具有如下優點：