一种液体火箭发动机燃烧室制造技术

本发明专利技术公开了一种液体火箭发动机燃烧室，其包括金属内壁、粘接层、非金属外壁、推进剂入口接头、推进剂出口接头、后端法兰、前端法兰、尾端承载板、前端承载板，非金属外壁通过粘结层与金属内壁形成整体，金属内壁外表面具有沿周向布置的多个冷却槽，前端承载板和尾端承载板分别与金属外壁前端外壁面和尾端外壁面形成环形空腔状的出口集合器和入口集合器，前端法兰和后端法兰分别与前端承载板和尾端承载板固定，并使得出口集合器和入口集合器形成封闭空腔，推进剂入口接头和推进剂出口接头分别连同入口集合器和出口集合器。本发明专利技术的燃烧室具有结构及成型工艺简单，操作方便，制造成本低，制造周期短的优点。

A combustion chamber of a liquid rocket engine

The invention discloses a liquid rocket engine combustion chamber, which comprises a metal inner wall, adhesive layer, non metallic wall, propellant entrance joint, an outlet joint, rear flange, propellant front flange, end bearing plate, the front bearing plate, non metallic wall through the bonding layer and the metal wall to form a whole, to the metal wall surface a plurality of cooling channels arranged along the peripheral front bearing plate and the tail end ring cavity formation bearing plate respectively and the outer wall of the front end and the tail end of a metal outer wall surface of outer wall and entrance exit collector collector, front flange and the rear flange respectively and the front bearing plate and the tail end of the bearing plate fixing, and makes the export collection and entrance set is to form a closed cavity entrance and outlet connection joint of propellant Propellant respectively together with collector and collector exit entrance. The combustion chamber of the invention has the advantages of simple structure, easy operation, low manufacturing cost and short manufacturing cycle.

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机燃烧室
本专利技术属于液体火箭发动机燃烧室领域，更具体地，涉及一种使用非金属外壁的液体火箭发动机燃烧室。
技术介绍
燃烧室是液体火箭发动机的重要组件，产生液体火箭发动机的全部或者大部分推力。液体推进剂经过喷注器进入燃烧室，完成雾化、混合和燃烧过程，产生高温高压的燃气，将推进剂的化学能转变为热能。燃气在喷管里将热能转化为动能，以很高的速度从喷管的出口截面排出，产生发动机推力。在液体火箭发动机燃烧室内，大量的推进剂组元在高温(3000K-4000K)、高压(5MPa-20MPa或更高)下在很短的时间内燃烧完毕，燃烧产物以很高的速度流过喷管(2000m/s-3000m/s)。在此过程中，燃烧室单位时间、单位体积内可产生很大的热流量，然而室壁允许通过的热流量却小的多，因此，必须采取必要的防护措施，保证发动机可靠工作所必需的强度。通常液体火箭发动机燃烧室采用再生冷却保证壁面温度在允许范围内，即，将燃烧室壳体设计为夹层结构，由内壁、外壁组成，推进剂在进入燃烧室前，以一定流速经过内外壁之间的通道，带走热量。但此种结构复杂，成型难度大，内外壁之间是封闭的通道，必须采用钎焊、扩散焊或者电铸等特种工艺，对材料牌号有特殊要求，且成型周期长、成本高、可靠性较难保证，而且，成型后一旦出现问题很难返修，这也是目前国内外液体火箭发动机推力室研制周期长、成本高的一个重要原因。为解决液体火箭发动机燃烧室成型工艺复杂、成本高以及对材料要求苛刻等问题，需要开发一种使用非金属外壁的液体火箭发动机燃烧室。
技术实现思路
针对现有技术的以上缺陷或改进需求，本专利技术提出了一种使用非金属外壁的燃烧室结构，避免了传统特种工艺带来的一系列问题，本专利技术的燃烧室具有成型工艺简单、成型周期短和成本低的优点。为实现上述目的，按照本专利技术的一个方面，提供了一种液体火箭发动机燃烧室，其包括金属内壁、粘接层、非金属外壁、推进剂入口接头、推进剂出口接头、后端法兰、前端法兰、尾端承载板、前端承载板，其中，所述非金属外壁通过粘结层与所述金属内壁形成整体，所述金属内壁内表面完整光滑，所述金属内壁外表面具有沿周向布置的多个冷却槽，所述前端承载板和所述尾端承载板分别固定在金属外壁的前端和尾端，所述前端承载板和所述尾端承载板均与金属外壁的外表面无缝连接，所述前端承载板和所述尾端承载板分别与金属外壁前端外壁面和尾端外壁面形成环形空腔状的出口集合器和入口集合器，所述冷却槽连同所述出口集合器和入口集合器，所述前端法兰和所述后端法兰分别与前端承载板和尾端承载板固定，所述前端法兰和所述后端法兰分别与前端承载板和尾端承载板形成无缝连接，已使得所述出口集合器和入口集合器形成封闭空腔，所述推进剂入口接头和所述推进剂出口接头分别固定在尾端承载板和前端承载板上，所述推进剂入口接头和所述推进剂出口接头分别连同所述入口集合器和出口集合器，以用于推进剂进入和排出。进一步的，所述冷却槽的横截面为矩形或者圆形。进一步的，所述冷却槽沿周向均匀布置。进一步的，多个所述冷却槽的大小和结构均相同。进一步的，所述非金属外壁为碳纤维增强树脂采用缠绕成型获得。本专利技术的燃烧室，金属内壁和非金属外壁通过粘接层粘接固化成型，形成的轴向通道用于推进剂的流通，实现对燃烧室的冷却。粘接层与金属内壁、非金属外壁之间的粘接强度保证结构的强度和刚度，承载板用于形成推进剂入口和出口集合器，实现推进剂在各个通道的流量均匀。其特殊之处在于，内壁采用金属方案，而外壁采用了非金属方案，缠绕固化成型，形成推进剂的流动通道，实现对燃烧室的有效冷却。总体而言，通过本专利技术所构思的以上技术方案与现有技术相比，能够取得下列有益效果：由于采用了非金属外壁，取消了传统的复杂成型工艺，具有结构及成型工艺简单，操作方便，制造成本低，制造周期短的优点。试验证明，本专利技术提出的一种燃烧室结构能够实现液体火箭发动机燃烧室在高温环境下的冷却。附图说明图1为本专利技术液体火箭发动机燃烧室结构示意图；图2为本专利技术液体火箭发动机燃烧室冷却通道剖面结构示意图；图3(a)为本专利技术液体火箭发动机燃烧室外壁结构示意图；图3(b)为图3(a)中B-B面剖视图。在所有附图中，相同的附图标记用来表示相同的元件或结构，其中：1、金属内壁；2、粘接层；3、非金属外壁；4a、推进剂入口接头；4b、推进剂出口接头；5a、尾端法兰；5b、前端法兰；6a、尾端承载板；6b、前端承载板。具体实施方式为了使本专利技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本专利技术进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。此外，下面所描述的本专利技术各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。为解决液体火箭发动机燃烧室成型工艺复杂、成本高以及对材料要求苛刻等问题，本专利技术提出了一种使用非金属外壁的液体火箭发动机燃烧室结构。该结构内壁采用金属材料，材料牌号不受成型工艺限制，而外壁采用碳纤维等非金属缠绕，取消了传统的特种工艺，这样的设计使得本专利技术的液体火箭发动机燃烧室具有成型工艺简单、周期短、成本低的优点。本专利技术所述的一种非金属外壁液体火箭发动机燃烧室结构，其结构组成包括金属内壁1、粘接层2、非金属外壁3、推进剂入口接头4a、推进剂出口接头4b、后端法兰5a、前端法兰5b、尾端承载板6a、前端承载板6b。其中，金属内壁1与非金属外壁3通过粘接层2粘接固化成型，前端承载板6b、尾端承载板6a用于形成推进剂入口和出口的环形集合器，保证内壁1轴向各通道内的推进剂流量均匀，前端法兰5b、后端法兰5a用于与前后端结构件相连，用于冷却的推进剂从推进剂入口接头4a进入冷却通道，从推进剂出口接头4b流出。图1为本专利技术液体火箭发动机燃烧室结构示意图，图2为本专利技术液体火箭发动机燃烧室冷却通道剖面结构示意图，参照图1和图2可知，金属内壁1、非金属外壁3、尾端承载板6a、前端承载板6b均是通过粘接层2粘接固化成型，形成轴向的冷却通道，同时保证产品的结构强度和刚度。具体的，金属内壁1为薄壁圆筒结构，主要由圆柱段、收敛段和扩散段组成，收敛段和扩散段相接位置为喉部，其外表面加工有若干轴向冷却槽，轴向冷却槽用于推进剂的流通，实现对燃烧室的冷却。图3(a)为本专利技术液体火箭发动机燃烧室的轴向冷却槽结构示意图，图3(b)为图3(a)中B-B面剖视图，由图可知，轴向冷却槽设置在金属内壁1的外表面，金属内壁1的内表面完整光滑，金属内壁1的外壁面上加工有冷却槽，非金属外壁3贴合覆盖在金属内壁1上。其中，前端承载板6b、尾端承载板6a由机加工成型，并焊接推进剂入口接头4a和推进剂出口接头4b，然后安装至金属内壁1对应安装位置，从而形成入口集合器和出口集合器。本专利技术的燃烧室工作时，推进剂的流动过程为：推进剂从推进剂入口接头4a进到入口集合器，推进剂进入冷却槽，冷却槽为矩形，由于冷却槽沿轴向均匀分布，在各冷却槽内的推进剂流量均匀，对燃烧室冷却后，经出口集合器流出再经推进剂出口接头4b流出。本专利技术提出了一种使用非金属外壁的液体火箭发动机燃烧室结构。该结构内壁采用金属材料，材料牌号不受成型工艺限制，而外壁采用碳纤维等非金属缠绕，取消了传统的特种工艺，这样的设计使得本专利技术的液体火箭发动机燃烧室本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种液体火箭发动机燃烧室，其特征在于，其包括金属内壁(1)、粘接层(2)、非金属外壁(3)、推进剂入口接头(4a)、推进剂出口接头(4b)、后端法兰(5a)、前端法兰(5b)、尾端承载板(6a)、前端承载板(6b)，其中，所述非金属外壁(3)通过粘结层(2)与所述金属内壁(1)形成整体，所述金属内壁(1)内表面完整光滑，所述金属内壁(1)外表面具有沿周向布置的多个冷却槽，所述前端承载板(6b)和所述尾端承载板(6a)分别固定在金属外壁的前端和尾端，所述前端承载板(6b)和所述尾端承载板(6a)均与金属外壁(1)的外表面无缝连接，所述前端承载板(6b)和所述尾端承载板(6a)分别与金属外壁(1)前端外壁面和尾端外壁面形成环形空腔状的出口集合器和入口集合器，所述冷却槽连同所述出口集合器和入口集合器，所述前端法兰(5b)和所述后端法兰(5a)分别与前端承载板(6b)和尾端承载板(6a)固定，所述前端法兰(5b)和所述后端法兰(5a)分别与前端承载板(6b)和尾端承载板(6a)形成无缝连接，已使得所述出口集合器和入口集合器形成封闭空腔，所述推进剂入口接头(4a)和所述推进剂出口接头(4b)分别固定在尾端承载板(6a)和前端承载板(6b)上，所述推进剂入口接头(4a)和所述推进剂出口接头(4b)分别连同所述入口集合器和出口集合器，以用于推进剂进入和排出。...

【技术特征摘要】
1.一种液体火箭发动机燃烧室，其特征在于，其包括金属内壁(1)、粘接层(2)、非金属外壁(3)、推进剂入口接头(4a)、推进剂出口接头(4b)、后端法兰(5a)、前端法兰(5b)、尾端承载板(6a)、前端承载板(6b)，其中，所述非金属外壁(3)通过粘结层(2)与所述金属内壁(1)形成整体，所述金属内壁(1)内表面完整光滑，所述金属内壁(1)外表面具有沿周向布置的多个冷却槽，所述前端承载板(6b)和所述尾端承载板(6a)分别固定在金属外壁的前端和尾端，所述前端承载板(6b)和所述尾端承载板(6a)均与金属外壁(1)的外表面无缝连接，所述前端承载板(6b)和所述尾端承载板(6a)分别与金属外壁(1)前端外壁面和尾端外壁面形成环形空腔状的出口集合器和入口集合器，所述冷却槽连同所述出口集合器和入口集合器，所述前端法兰...

【专利技术属性】
技术研发人员：王涛峰，刘洋，刘章龙，司学龙，高列义，柳青，于泉，
申请(专利权)人：湖北航天技术研究院总体设计所，
类型：发明
国别省市：湖北,42