一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套的制作方法

1.本发明涉及一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，属于液体火箭发动机技术领域。


背景技术：

2.液体火箭发动机推力室身部在高温高压大热流的燃气环境下工作，因此需要对其进行可靠冷却。推力室身部通常采用再生冷却方式进行冷却，再生冷却身部一般有内外壁两层结构，在内壁上直接加工出槽和肋，通过肋和外壁连接形成冷却夹套，冷却剂流经冷却夹套对身部内壁进行冷却。
3.现有推力室身部冷却夹套的制造方法主要为采用传统旋压技术制备铜合金复杂曲面内坯，再机加铣出沟槽，然后电铸或扩散(钎)焊不锈钢、高温合金外壁和内壁连接形成通道，这些制造方法工艺过程复杂，对内外壁间连接强度等要求高，且生产周期长、稳定性差，影响工程研制进度和产品可靠性。
4.推力室身部冷却夹套除换热要求外，冷却通道流阻也需尽可能低，以满足发动机系统要求。传统冷却夹套由于加工方式等限制，通道内存在局部流阻损失，影响发动机的性能。


技术实现要素：

5.本发明要解决的技术问题是：克服现有技术的不足，解决了液体火箭发动机冷却夹套的低流阻问题。
6.本发明目的通过以下技术方案予以实现：
7.一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；
8.肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；
9.冷却夹套为整体成型的单一零件；
10.冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。
11.优选的，该低流阻冷却夹套采用整体式通道结构。
12.优选的，冷却通道进口采用近似直角的结构，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。
13.优选的，冷却通道进出口无需采用额外的工序开孔，减少加工误差的同时局部流阻可控。
14.优选的，该低流阻冷却夹套采用增材制造方式整体成型。
15.优选的，冷却剂流经冷却通道对推力室进行冷却。
16.优选的，通道进口自然形成与冷却通道一一对应的进口孔。
17.优选的，冷却通道的肋条结构采用变肋宽。
18.优选的，变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。
19.优选的，相邻的两段肋条之间圆滑过渡。
20.本发明相比于现有技术具有如下有益效果：
21.(1)本发明整体式冷却夹套结构，采用整体式通道结构，可以避免传统制造方式中的内外壁连接异常等问题，提高通道结构的可靠性，同时缩短生产周期。
22.(2)传统冷却通道采用铣槽的方法加工内壁，冷却通道进口由于加工方式限制，通常留有长度较长的抬刀弧，使得进口处内壁较厚，因此冷却效果不佳，存在烧蚀内壁的风险。本发明将进口设计为近似直角的结构(留有较小的圆角)，减小局部壁厚，使得换热效果更佳；此外，传统冷却通道采用电火花方式加工冷却剂进口孔，通常电火花孔数量多，又需与每个通道对齐，存在电火花孔和通道存在偏差从而增加局部流阻的情况，本发明冷却通道进出口无需采用额外的工序开孔，减少加工误差的同时局部流阻可控。
23.(3)传统铣槽式冷却夹套在变肋宽处通常存在肋宽突变情况，受加工方式限制无法圆滑过渡。本发明可采用增材制造方式整体成型，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。
附图说明
24.图1为液体火箭发动机冷却夹套结构示意图。
25.图2为图1沿a-a方向冷却夹套的横截面局部结构示意图。
26.图3为图1局部视图i所示的本发明冷却通道进口结构示意图。
27.图4为本发明冷却夹套变肋宽处局部结构示意图。
28.附图标记：1、冷却夹套；2、燃气腔；3、冷却通道；4、冷却通道进口；5、进口孔；6、冷却夹套肋条。
具体实施方式
29.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的实施方式作进一步详细描述。
30.本发明的冷却夹套为内外壁一体成型的整体式冷却夹套，可采用增材制造等工艺整体成型，材料一般为铜合金。冷却夹套由与燃气接触的热壁和与外界及冷却剂接触的冷壁以及冷、热壁之间的肋条组成。肋条及冷、热壁之间为冷却通道。冷却剂流经冷却通道对推力室进行冷却。
31.冷却夹套的冷却剂进口沿冷却剂流动方向采用近似直角的设计，从而减小进口处热壁厚度，增强其冷却效果。由于整体式设计，通道进口自然形成与冷却通道一一对应的进口孔，避免了传统加工方式的电火花打孔等工序。
32.为控制通道内压力分布，构成冷却通道的肋条结构采用变肋宽设计，其中，为降低局部流阻，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩引起的局部流阻损失。
33.如图1所示，推力室身部包括中空的冷却夹套1，冷却夹套1内部形成燃气腔2。如图2所示，本发明专利设计的推力室身部冷却夹套包由与燃气接触的热壁和与外界及冷却剂接触的冷壁以及冷、热壁之间的肋条6组成，冷却夹套为整体成型的单一零件。肋条及冷、热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道3。
34.图3为冷却通道进口4结构示意图，采用近似直角的结构设计，减小进口处壁厚，增加换热；进口孔5由增材制造等方式自然成型，无需额外开孔。图4为本发明冷却通道肋条6
变肋宽处局部结构示意图，两段肋宽之间圆滑过渡，减少通道突扩突缩，降低局部流阻。
35.本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。
36.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。


技术特征：
1.一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，其特征在于，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；冷却夹套为整体成型的单一零件；冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。2.根据权利要求1所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，该低流阻冷却夹套采用整体式通道结构。3.根据权利要求1所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，冷却通道进口采用近似直角的结构，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。4.根据权利要求1所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，冷却通道进出口无需采用额外的工序开孔，减少加工误差的同时局部流阻可控。5.根据权利要求1所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，该低流阻冷却夹套采用增材制造方式整体成型。6.根据权利要求1所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，冷却剂流经冷却通道对推力室进行冷却。7.根据权利要求1所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，通道进口自然形成与冷却通道一一对应的进口孔。8.根据权利要求1至7中任一项所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，冷却通道的肋条结构采用变肋宽。9.根据权利要求8所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。10.根据权利要求8所述的低流阻冷却夹套，其特征在于，相邻的两段肋条之间圆滑过渡。

技术总结
一种液体火箭发动机整体式低流阻冷却夹套，包括燃气接触的热壁、与外界及冷却剂接触的冷壁，以及冷热壁之间的肋条；肋条及冷热壁之间为供冷却剂流动的冷却通道；冷却夹套为整体成型的单一零件；冷却通道进口采用近似直角的结构，进口孔自然成型。本发明整体式冷却夹套结构，采用整体式通道结构，可以避免传统制造方式中的内外壁连接异常等问题，提高通道结构的可靠性，同时缩短生产周期。本发明可采用增材制造方式整体成型，在对变肋宽处设置倒圆角，从而避免了通道的突扩突缩，降低了局部流阻。本发明将进口设计为近似直角的结构(留有较小的圆角)，减小局部壁厚，使得换热效果更佳。佳。佳。


技术研发人员：刘潇 田原 聂嵩 吴有亮 王娟 丁煜朔 李泳江 王晓丽 赵世红 王天泰 牛旭东 郑大勇 许晓勇
受保护的技术使用者：北京航天动力研究所
技术研发日：2022.12.29
技术公布日：2023/6/6