一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构的制作方法

1.本实用新型属于液体火箭发动机液膜冷却技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构。


背景技术：

2.液体火箭发动机内部为高温高压环境，温度可达3500k以上，一般推力室结构难以承受如此高的温度，因此液体火箭发动机需要引入热防护措施，比较常用的有再生冷却、辐射冷却、液膜冷却等。对于大推力液体火箭发动机，液膜冷却与再生冷却会同时使用，而对于高空轨姿控发动机，液膜冷却确实主要的冷却方式。通过向推力室内壁面注入推进剂，形成的冷却液膜，能够隔绝高温燃气与壁面的直接接触，有效减少燃气向壁面的传热，另外，液膜蒸发后形成的气膜继续沿着推力室壁面移动，因此还具有气膜冷却的优点，相对于气膜冷却，液膜冷却的结构简单而且没有太高的强度要求。但是冷却剂的注入会使推力室近壁区的混合比严重偏离最佳混合比，部分推进剂不能有效参加燃烧，导致推力室性能损失，系统比冲降低，这也是推力室液膜冷却的代价，未来可重复使用发动机及高室压的轨姿控发动机设计也对液膜冷却提出更高的要求，需要发掘液膜冷却的潜力。
3.在现有技术中，虽然液体火箭发动机液膜冷却已经经过多年研究，但由于液膜冷却过程十分复杂，且推力室工作条件下难以直接观测，对于液膜在推力室中的发展、高温燃气对液膜的夹带作用等方面，还缺乏更深入的认识。所以研发设计一种可观测的推力室结构，可直接观测时推力室内部液膜的形成、发展、高温燃气夹带等方面。


技术实现要素：

4.针对现有推力室无法观测的缺陷和不足，本实用新型的目的是提供一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，用于模拟推力室，对液膜在推力室的形成、发展、燃气对液膜的夹带以及液膜蒸发后形成的气膜在壁面的流动进行充分研究，同时也可应用于可重复使用发动机及高室压的轨姿控发动机。
5.本实用新型的技术方案如下：一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，包括喷嘴环段，喷嘴环段上连接压力传感器接口和温度传感器接口，喷嘴环段的侧端为法兰结构并通过安装螺栓与安装法兰连接，试验段的两端分别联通喷嘴环段的出口和安装法兰中间孔。
6.优选的，所述的喷嘴环段包含外壁、冷却水夹层及内壁。
7.优选的，所述的外壁上开有多个焊接穿仓孔。
8.优选的，所述的压力传感器接口穿过喷嘴环段的外壁和冷却水夹层，压力传感器接口与内壁相连接。
9.优选的，所述的温度传感器接口穿过喷嘴环段的外壁和冷却水夹层，压力传感器接口与内壁相连接。
10.优选的，所述的温度传感器接口的口径大于压力传感器接口的口径。
11.优选的，所述的试验段采用透明陶瓷材料制成。
12.本实用新型的有益效果在于：将推力室分为两部分，一部分为喷嘴环段，用于喷注液膜冷却所需冷却介质，另一部分为试验段，选用透明陶瓷模拟发动机燃烧室，喉部尺寸和边区角度与火箭发动机尺寸保持完全一致，保证试验数据的可信任性，可深入研究液膜形态及降温机理。
附图说明
13.图1为本实用新型提供的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构示意图；
14.图2为本实用新型提供的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构的喷嘴环段示意图。
15.图中：1喷嘴环段，2压力传感器接口，3温度传感器接口，4试验段，5安装螺栓，6安装法兰。
具体实施方式
16.为了使本实用新型的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本实用新型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实用新型，并不用于限定本实用新型。
17.在本实用新型的描述中，需要理解的是，术语“长度”、“宽度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本实用新型和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本实用新型的限制。此外，在本实用新型的描述中，此外，“第一”、“第二”、“第三”、“第四”仅用于描述目的，而不能理解为指示或者暗示相对重要性。
18.本实用新型的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限制，术语“设置”、“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接，可以是机械连接，也可以是电连接，可以是直接连接，也可以是通过中间媒介相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本实用新型中的具体含义“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。
19.如图1所示，一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，包括喷嘴环段1，压力传感器接口2，温度传感器接口3，试验段4，安装螺栓5和安装法兰6，所述的喷嘴环段1包含外壁11、冷却水夹层12及内壁13，内壁13、外壁11起到耐压及构建高温介质气流作用，冷却水夹层12用于给不锈钢层降温，喷嘴环段1由不锈钢制成，外壁11上开有多个焊接穿仓孔14(如图2所示，共有4个)，用于冷却水进、出，形成循环冷却效果。
20.喷嘴环段1的侧端分别连接压力传感器接口2和温度传感器接口3，压力传感器接口2穿过喷嘴环段1的外壁11和冷却水夹层12，压力传感器接口2与内壁13相连接，温度传感器接口3穿过喷嘴环段1的外壁11和冷却水夹层12，压力传感器接口2与内壁13相连接，其中温度传感器接口3的口径大于压力传感器接口2的口径，压力传感器接口2用于连接压力传
感器，监测喷嘴环段高温介质气压力；温度传感器接口3用于连接温度传感器，监测工质段高温介质气温度。
21.喷嘴环段1的侧端为法兰结构并通过安装螺栓5与安装法兰6连接，试验段4的两端分别联通喷嘴环段1的出口和安装法兰6中间孔。试验段4采用透明陶瓷材料，是液膜的形成、动态变化位置及观察窗口，透明陶瓷可长期耐1600℃高温特性及抗折强度达到200mpa。因此可通过光学摄像机对透明陶瓷内部液膜成型及变化过程进行拍摄，以便达到研究液膜成型机理最终目标。
22.喷嘴环段1，用于喷射液体工质到透明陶瓷内壁面，形成液膜。可针对不同边区角度、孔径、数量进行更换，以此形成不同形态的液膜。
23.喷嘴环段1是形成液膜的液体介质流经通道，也是本套试验台的目标舱段。喉部尺寸和边区角度与火箭发动机尺寸保持完全一致，目标舱段主要利用透明陶瓷实现试验目标，喷嘴环段从外部引入的液膜介质按照设计要求，喷注到透明陶瓷内部壁面，以此完成试验。
24.以上仅为本实用新型的较佳实施例而已，并不用以限制本实用新型，凡在本实用新型的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本实用新型的保护范围之内。


技术特征：
1.一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：包括喷嘴环段，喷嘴环段上连接压力传感器接口和温度传感器接口，喷嘴环段的侧端为法兰结构并通过安装螺栓与安装法兰连接，试验段的两端分别联通喷嘴环段的出口和安装法兰中间孔。2.如权利要求1所述的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：所述的喷嘴环段包含外壁、冷却水夹层及内壁。3.如权利要求2所述的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：所述的外壁上开有多个焊接穿仓孔。4.如权利要求2所述的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：所述的压力传感器接口穿过喷嘴环段的外壁和冷却水夹层，压力传感器接口与内壁相连接。5.如权利要求2所述的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：所述的温度传感器接口穿过喷嘴环段的外壁和冷却水夹层，压力传感器接口与内壁相连接。6.如权利要求2所述的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：所述的温度传感器接口的口径大于压力传感器接口的口径。7.如权利要求1所述的一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构，其特征在于：所述的试验段采用透明陶瓷材料制成。

技术总结
本实用新型属于液体火箭发动机液膜冷却技术领域，具体涉及一种液体火箭发动机液膜冷却可观测的推力室结构。包括喷嘴环段，喷嘴环段上连接压力传感器接口和温度传感器接口，喷嘴环段的侧端为法兰结构并通过安装螺栓与安装法兰连接，试验段的两端分别联通喷嘴环段的出口和安装法兰中间孔。本实用新型的有益效果在于：将推力室分为两部分，一部分为喷嘴环段，用于喷注液膜冷却所需冷却介质，另一部分为试验段，选用透明陶瓷模拟发动机燃烧室，喉部尺寸和边区角度与火箭发动机尺寸保持完全一致，保证试验数据的可信任性，可深入研究液膜形态及降温机理。及降温机理。及降温机理。


技术研发人员：何湘 孙吉党
受保护的技术使用者：苏州旗磐科技有限公司
技术研发日：2023.01.10
技术公布日：2023/6/7