【技术实现步骤摘要】
本专利技术涉及火箭发动机燃烧室结构，具体涉及一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构。
技术介绍
1、液体火箭发动机主要应用在卫星、飞船、导弹等轨、姿控制系统。是轨、姿控制系统的推力输出部件。目前发动机主要由喷注器和燃烧室构成，冷却在发动机自身设计中十分重要。喷注器冷却设计的方式为单一，主要就是液膜冷却，主要冷却设计在燃烧室，发动机只具有液膜冷却时，单次长时间点火中冷却能力不足，出现液膜失效情况，现有技术cn115653789a公开了液体火箭发动机再生冷却身部结构、制造方法及发动机，分配腔以及液膜孔的设定通道交错多组扰流肋板，冷却形式单一，为再生冷却换热，对于部分推进剂组合形式，冷却能力有限。现有技术cn111963339b公开了一种液膜冷却轨姿控发动机推力室，提供了液膜孔的设计想法，液膜孔就是增大液膜范围其他的所有增加接触面积和扰流，总作用为提高换热能力，液膜孔通过积液腔直接排出，其均匀性较差。
技术实现思路
1、未来解决火箭发动机中液膜冷却于单次长时间点火中冷却能力不足，液膜失效情况，本专利技术提供一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构,该结构结合了再生冷却和液膜，提高再生槽道的换热能力和液膜影响范围，进而整体提高换热能力。
2、本专利技术所采用的技术方案是一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，燃烧室按外形结构分为收敛扩张段和直线段，按照燃料流动顺序包括燃料入口，集液腔，收敛扩张段平直槽道，转换腔，分配孔，分配腔，液膜孔，直线段螺旋槽道，扰流肋板，燃料出口；所述的燃料入口与集液
3、优选的，所述的燃料入口为两组，对称分布。
4、优选的，所述的收敛扩张段平直槽道与直线段螺旋槽道交错布置。
5、优选的，所述的扰流肋板表面采用一定规律的凸起点。
6、本专利技术的有益效果是：在3d打印技术基础的前提下，提出了一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，该结构结合了再生冷却和液膜，液膜孔的增加，增加了进入燃烧室的通道，提高再生槽道的换热能力和液膜影响范围，进而整体提高换热能力。
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1.一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，其特征在于：燃烧室按外形结构分为收敛扩张段和直线段，按照燃料流动顺序包括燃料入口(1)，集液腔(2)，收敛扩张段平直槽道(3)，转换腔(4)，分配孔(5)，分配腔(6)，液膜孔(7)，直线段螺旋槽道(8)，扰流肋板(9)，燃料出口(10)；所述的燃料入口(1)与集液腔(2)置于收敛扩张段扩张侧，收敛扩张段内有收敛扩张段平直槽道(3)，所述的收敛扩张段的上方为转换腔(4)，转换腔(4)在直线段内，内置有分配腔(6)，分配腔(6)内布有周向均匀的分配孔(5)、液膜孔(7)，所述的转换腔(4)后直线段布有直线段螺旋槽道(8)，于直线段螺旋槽道(8)内布有扰流肋板(9)。
2.根据权利要求1所述的一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，其特征在于：所述的燃料入口(1)为两组，对称分布。
3.根据权利要求1所述的一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，其特征在于：所述的收敛扩张段平直槽道(3)与直线段螺旋槽道(8)交错布置。
4.根据权利要求1所述的一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，其特征在于：所述的扰流肋板(9)表面采
...【技术特征摘要】
1.一种带有液膜孔的再生冷却燃烧室结构，其特征在于：燃烧室按外形结构分为收敛扩张段和直线段，按照燃料流动顺序包括燃料入口(1)，集液腔(2)，收敛扩张段平直槽道(3)，转换腔(4)，分配孔(5)，分配腔(6)，液膜孔(7)，直线段螺旋槽道(8)，扰流肋板(9)，燃料出口(10)；所述的燃料入口(1)与集液腔(2)置于收敛扩张段扩张侧，收敛扩张段内有收敛扩张段平直槽道(3)，所述的收敛扩张段的上方为转换腔(4)，转换腔(4)在直线段内，内置有分配腔(6)，分配腔(6)内布有周向均匀的分配孔(5)、液膜孔(...
【专利技术属性】
技术研发人员：郭宇航，徐微，孙维平，李卓，谌忠庭，陈祎航，高博，白龙，赵伦，王峻宁，唐旭东，
申请(专利权)人：沈阳航天新光集团有限公司，
类型：发明
国别省市：
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