一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制造方法制造方法及图纸

本发明专利技术涉及液体火箭发动机再生冷却喷管，为解决现有喷管尾缘的“非冷却段”需要承受本机及相邻发动机产生的辐射和热载荷，造成局部温度过高，导致再生冷却剂泄露，冷却系统失效等问题，而提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制作方法，包括喷管内侧板

【技术实现步骤摘要】
一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制造方法


[0001]本专利技术涉及液体火箭发动机再生冷却喷管领域，具体涉及一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制造方法
。

技术介绍

[0002]现有的大
、
中型液体火箭发动机喷管多采用再生冷却，目前我国再生冷却喷管尾缘存在一个长度约为
7—15mm
长的“非冷却段”，该非冷却段是再生冷却的内外壁钎焊缝所在处，需要承受一定的压力与热载荷；冷却剂流动时在非冷却段上游折返，非冷却段比较长，其喷管尾缘距离再生冷却剂较远，因此喷管尾缘无法得到充分冷却
。
[0003]参见图6，考虑到液体火箭发动机经常采用多机并联的方式安装在运载火箭尾部，喷管尾缘不仅受到本机的热载荷，还会承受相邻发动机高温燃气带来的辐射
、
对流热载荷，当局部温度较高，超过内外壁钎焊料许用温度或超过材料许用温度时，会造成再生冷却剂泄露，冷却系统失效的问题
。
[0004]如图1所示，现有技术中喷管尾缘附近的再生冷却一般设计成来回流形式：其采用肋片结构，相邻肋片之间形成冷却槽，相邻的两条冷却槽一条为下行槽，一条为上行槽，再生冷却剂沿下行槽流到喷管尾缘，然后掉头沿上行槽向喷注器方向流动，流动过程中对喷管内壁进行冷却
。
目前现有技术中再生冷却喷管尾缘的“非冷却段”无法确保其所在位置的温度处于可接受的范围之内，“非冷却段”也无法更好的适应推力室内的热环境，因此该“非冷却段”构成了整个推力室热环境适应性的瓶颈
。
[0005]因此对喷管尾缘的冷却状态进行改进，形成一种新型的再生冷却推力室，使其能更好的适应推力室内的热环境，提高系统可靠性的再生冷却喷管尾缘冷却装置是势在必行的
。

技术实现思路

[0006]本专利技术为解决现有技术中喷管尾缘距离再生冷却剂较远，导致其无法得到充分的冷却，以及喷管尾缘需要承受本机及相邻发动机高温燃气带来的辐射和对流热载荷，位于喷管尾缘的“非冷却段”难以适应推力室内
、
外的热环境，导致再生冷却剂泄露，冷却系统失效的问题
。
本专利技术提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置及其制造方法
。
[0007]为实现上述目的，本专利技术提出的技术解决方案是：
[0008]一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，包括喷管内侧板
、
喷管尾缘板和喷管外侧板，其特殊之处在于：
[0009]喷管内侧板的外壁上设置有多个矩形长肋片和矩形短肋片；矩形长肋片和矩形短肋片均为直肋，相邻的矩形长肋片和矩形短肋片之间形成用于流通推进剂的冷却通道；喷管内侧板延伸段沿矩形长肋片的端头进行翻边形成喷管尾缘板和喷管外侧板；
[0010]喷管尾缘板的内壁与矩形长肋片的端头贴合连接，并与矩形短肋片的端头之间形
成用于推进剂掉转流动方向的冷却通道弯头；
[0011]喷管外侧板的内壁与矩形长肋片和矩形短肋片贴合连接；
[0012]喷管内侧板
、
矩形长肋片和矩形短肋片为一体式结构
。
[0013]其中，液体火箭发动机喷管内侧板的内壁为燃气流动的空间，喷管内侧板的外壁用于固定矩形长肋片和矩形短肋片；液体火箭发动机的喷管本质为燃气加速管道，喷管末端为扩张型面，一般为周对称的圆锥形或钟形；与旋转母线平行肋为直肋，本专利技术中的矩形长肋片和矩形短肋片均采用直肋的排布方式
。
[0014]进一步地，所述矩形长肋片的端头为半圆形或弧形，矩形短肋片的端头为
T
形
。
[0015]其中，矩形长肋片的端头加工成半圆形或者弧形，确保了矩形长肋片的端头与经过卷板
、
翻边后喷管内侧板延伸段所形成的喷管尾缘盖板的内壁更为贴合，进而保证了喷管尾缘冷却装置的焊接质量，提高焊接的稳定性；
[0016]按照设计要求将喷管内侧板
、
矩形长肋片和矩形短肋片进行加工，通过车削
、
铣槽对喷管内侧板
、
矩形长肋片
、
矩形短肋片和喷管内侧板延伸段进行整体化加工处理，最终得到一体式结构设计的喷管内侧板
、
矩形长肋片
、
矩形短肋片和喷管内侧板延伸段
。
[0017]进一步地，所述矩形短肋片端头的
T
形左右两侧与相邻矩形长肋片之间的推进剂流通面积为所述冷却通道的推进剂流通面积的
50
％
‑
70
％；
[0018]所述喷管尾缘板内壁与矩形短肋片端头之间形成的冷却通道弯头的推进剂流通面积为所述冷却通道的推进剂流通面积的
50
％
‑
70
％
。
[0019]进一步地，所述多个矩形长肋片和矩形短肋片相互交替排布，相邻的两个矩形长肋片与其之间的矩形短肋片之间形成两个冷却通道，推进剂进入其中一个冷却通道后，通过喷管尾缘板与矩形短肋片端头的冷却通道弯头掉转流动方向进入另一个冷却通道内
。
[0020]其中矩形短肋片端头与相邻长肋片
、
喷管尾缘板形成冷却通道弯头，推进剂在其中掉转流动方向；矩形短肋片的端头设计，确保了从下行通道流出
、
掉头
、
进入上行通道的整个过程中，推进剂具有较高的流动速度，从而使得喷管尾缘处得到充分的冷却
。
[0021]进一步地，所述相邻的两个矩形长肋片之间设置3个矩形短肋片，两个相邻的矩形长肋片与其之间的矩形短肋片形成4条冷却通道，推进剂进入其中2条冷却通道后，通过喷管尾缘板与矩形短肋片端头的冷却通道弯头掉转流动方向进入另外2条冷却通道内
。
[0022]进一步地，所述喷管尾缘板的壁厚为
1mm
‑
1.3mm。
[0023]进一步地，所述喷管尾缘板的内壁与矩形长肋片的端头和肋顶之间通过钎焊或激光焊进行贴合连接，确保了喷管尾缘冷却装置的强度
。
[0024]进一步地，所述喷管外侧板的内壁与矩形长肋片和矩形短肋片通过钎焊或激光焊进行贴合连接
。
[0025]同时，本专利技术还提出一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置的制造方法，用于制造一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，其特殊之处在于，包括以下步骤：
[0026]步骤一
、
根据实际的喷管型面加工喷管毛坯件，所述喷管毛坯件的厚度大于喷管内侧板厚度与直肋高度之和，在喷管毛坯件上加工喷管内侧板的内外侧型面
、
矩形长肋片和矩形短肋片的端头型面以及喷管内侧板延伸段的内外型面；
[0027]其中喷管毛坯件的下游比喷管内侧板长
300
～
500mm。
[0028]步骤二
、
将相邻的矩形长肋片和本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.
一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，包括喷管内侧板
(1)、
喷管尾缘板
(2)
和喷管外侧板
(3)
，其特征在于：所述喷管内侧板
(1)
的外壁上设置有多个矩形长肋片
(4)
和矩形短肋片
(5)
；矩形长肋片
(4)
和矩形短肋片
(5)
均为直肋，相邻的矩形长肋片
(4)
和矩形短肋片
(5)
之间形成用于流通推进剂的冷却通道；喷管内侧板延伸段
(6)
沿矩形长肋片
(4)
的端头进行翻边形成喷管尾缘板
(2)
和喷管外侧板
(3)
；所述喷管尾缘板
(2)
的内壁与矩形长肋片
(4)
的端头贴合连接，并与矩形短肋片
(5)
的端头之间形成用于推进剂掉转流动方向的冷却通道弯头；所述喷管外侧板
(3)
的内壁与矩形长肋片
(4)
和矩形短肋片
(5)
贴合连接；所述喷管内侧板
(1)、
矩形长肋片
(4)
和矩形短肋片
(5)
为一体式结构
。2.
根据权利要求1所述一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，其特征在于：所述矩形长肋片
(4)
的端头为半圆形或弧形，矩形短肋片
(5)
的端头为
T
形
。3.
根据权利要求2所述一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，其特征在于：所述矩形短肋片
(5)
端头的
T
形左右两侧与相邻矩形长肋片
(4)
之间的推进剂流通面积为所述冷却通道的推进剂流通面积的
50
％
‑
70
％；所述喷管尾缘板
(2)
内壁与矩形短肋片
(5)
端头之间形成的冷却通道弯头的推进剂流通面积为所述冷却通道的推进剂流通面积的
50
％
‑
70
％
。4.
根据权利要求3所述一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，其特征在于：所述多个矩形长肋片
(4)
和矩形短肋片
(5)
相互交替排布，相邻的两个矩形长肋片
(4)
与其之间的矩形短肋片
(5)
之间形成两个冷却通道，推进剂进入其中一个冷却通道后，通过喷管尾缘板
(2)
与矩形短肋片
(5)
端头的冷却通道弯头掉转流动方向进入另一个冷却通道内
。5.
根据权利要求3所述一种液体火箭发动机再生冷却喷管尾缘冷却装置，其特征在于：所述相邻的两个矩形长肋片
(4)
之间设置3个矩形短肋片
(5)
，两个相邻的矩形长肋片
(4)
与其之间的矩形短肋片
(5)
形成4条冷却通道，推进剂进入其中2条冷却通道后，通过喷管尾缘板
(2)
与矩形短肋片
(5)
端头的冷却通道弯头掉转流...

【专利技术属性】
技术研发人员：石晓波，胡锦华，刘计武，杨建文，张魏静，付秀文，王壮，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：