阅读说明：本技术 一种推力室及火箭发动机 (Thrust chamber and rocket engine ) 是由 彭小波 张玺 刘岳曦 高翔宇 鲍启林 于 2020-08-13 设计创作，主要内容包括：本发明涉及航空航天技术领域,具体涉及一种推力室及火箭发动机。推力室,包括：推力室头部；推力室身部,包括推力室内壁、与推力室内壁间隔设置的推力室外壁、冷却通道及处于推力室内壁内的燃烧腔；喷注器,设于推力室头部靠近推力室身部的一端,包括喷注器本体,及设于喷注器本体上、相互独立设置的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构,燃料喷注结构包括靠近推力室内壁设置的边缘喷注结构及沿燃烧腔的延伸方向设置的中部喷注结构,氧化剂喷注结构与中部喷注结构相邻设置。由于靠近推力室内壁设置的边缘喷注结构向靠近推力室内壁处喷注燃料,而无氧化剂喷注,能够在靠近推力室内壁处形成低温保护层,防止高温燃气直接作用于推力室内壁,降低损坏。(The invention relates to the technical field of aerospace, in particular to a thrust chamber and a rocket engine. A thrust chamber, comprising: a thrust chamber head; the thrust chamber body comprises a thrust chamber inner wall, a thrust chamber outer wall, a cooling channel and a combustion chamber, wherein the thrust chamber outer wall and the thrust chamber inner wall are arranged at intervals; the injector is arranged at one end, close to the body part of the thrust chamber, of the head part of the thrust chamber, and comprises an injector body, a fuel injection structure and an oxidant injection structure, wherein the fuel injection structure and the oxidant injection structure are arranged on the injector body and are mutually independent, the fuel injection structure comprises an edge injection structure and a middle injection structure, the edge injection structure is arranged close to the inner wall of the thrust chamber, the middle injection structure is arranged along the extending direction of the combustion chamber, and the oxidant injection structure and the middle injection structure are arranged adjacently. Because the fuel is spouted to the edge spouting structure that is close to thrust chamber inner wall setting to being close to thrust chamber inner wall department, and do not have the oxidant to spout, can form the low temperature protective layer near thrust chamber inner wall department, prevent that high temperature gas direct action from reducing the damage in the thrust chamber inner wall.)

一种推力室及火箭发动机

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种推力室及火箭发动机。

背景技术

火箭及空间飞行器在变轨、调姿的过程中需动力推进系统的支持，而火箭发动机是空间推进动力系统最关键的组成部分。而推力室又是液体火箭发动机动力的重要来源，火箭发动机都需要推进剂在推力室内通过燃烧过程将化学能转化为动能，进而产生推进火箭运动的推力。

推力室，尤其是其燃烧室内部温度由于大量燃料在短时间内发生化学反应，会达到很高的数值，通常在2000K－4000K，这一温度下大多数常见材料会发生严重变形甚至熔融，对火箭发动机结构造成破坏性损伤。现有技术中多采用耐高温的材料制作推力室，并在推力室身部的外壁和内壁之间辅以合理的冷却通道以加强推力室内壁的散热效果，但是由于燃烧产生的高温燃气温度较高，仍会对推力室内壁产生损坏。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服现有技术中的推力室内的高温燃气对内壁产生损坏的缺陷，从而提供一种能够降低对内壁产生损坏的推力室及火箭发动机。

为了解决上述技术问题，本发明第一方面提供了一种推力室，包括：

推力室头部；

推力室身部，连接于所述推力室头部的下方，包括推力室内壁、与所述推力室内壁间隔设置的推力室外壁、处于所述推力室内壁和所述推力室外壁之间的冷却通道及处于所述推力室内壁内的燃烧腔，所述冷却通道内适于填充冷却介质；

喷注器，设于所述推力室头部靠近所述推力室身部的一端，包括喷注器本体，及设于所述喷注器本体上、相互独立设置的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构，所述燃料喷注结构和所述氧化剂喷注结构均与所述燃烧腔连通，且所述燃料喷注结构包括靠近所述推力室内壁设置的边缘喷注结构及沿所述燃烧腔的延伸方向设置的中部喷注结构，所述氧化剂喷注结构与所述中部喷注结构相邻设置。

进一步地，所述边缘喷注结构朝向所述推力室内壁设置。

进一步地，所述燃料喷注结构包括：

燃料流路，设于所述本体上；

燃料喷嘴，一端与所述燃料流路连通，另一端与所述燃烧腔连通，所述燃料喷嘴包括靠近所述推力室内壁设置的边缘喷嘴及沿所述燃烧腔的延伸方向设置的中部喷嘴；

和/或，所述氧化剂喷注结构包括：

氧化剂流路，设于所述本体上；

氧化剂喷嘴，一端与所述氧化剂流路连通，另一端与所述燃烧腔连通，所述氧化剂喷嘴与所述中部喷注结构相邻设置。

进一步地，所述燃料流路包括：

第一主流路，一端适于与燃料源连接；

多个第一分支流路，一端与所述第一主流路连接，另一端与所述燃料喷嘴连接；

和/或，所述氧化剂流路包括：

第二主流路，一端适于与所述氧化剂源连接；

多个第二分支流路，一端与所述第二主流路连接，另一端与所述氧化剂喷嘴连接。

进一步地，沿垂直于所述推力室头部高度方向作截面，在截面靠近边缘设置的所述氧化剂喷嘴的喷口口径小于在截面中部设置的所述氧化剂喷嘴的喷口口径。

进一步地，所述冷却介质为低温超临界流体。

进一步地，所述冷却介质为超临界液态甲烷。

进一步地，所述推力室头部、所述推力室身部和所述喷注器一体成型。

进一步地，所述推力室头部、所述推力室身部和所述喷注器通过增材制造工艺一体成型。

本发明第二方面提供了一种火箭发动机，包括上述的推力室。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的推力室，通过在推力室身部设置处于推力室内壁和推力室外壁之间的冷却通道，冷却通道内填充冷却介质，能够在燃烧腔内发生高温燃烧时，高温燃气充斥推力室内壁，冷却介质能够对推力室内壁的外表面进行冷却，同时，由于喷注器包括相互独立设置的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构，能够防止燃料和氧化剂在喷注器内发生反应，且燃料喷注结构包括靠近推力室内壁设置的边缘喷注结构及沿燃烧腔的延伸方向设置的中部喷注结构，氧化剂喷注结构与中部喷注结构相邻设置，使得由喷注器向燃烧腔内喷注燃料和氧化剂时，中部喷注结构和氧化剂喷注结构喷出的燃料和氧化剂能够发生反应，满足燃烧的需求，而靠近推力室内壁设置的边缘喷注结构则仅向靠近推力室内壁处喷注燃料，使得靠近推力室内壁无氧化剂喷注，能够在靠近推力室内壁处形成低温保护层，防止高温燃气直接作用于推力室内壁，降低对推力室内壁的损坏，同时可以作为冷却通道的辅助对推力室内壁形成降温。

2.本发明提供的推力室，通过将所述边缘喷注结构设置为朝向推力室内壁设置，使得由边缘喷注结构喷注的燃料直接喷射在推力室内壁上，由于无氧化剂的存在，能够在推力室内壁表面形成一层液膜，对推力室内壁形成更好的保护。

3.本发明提供的推力室，通过沿垂直于推力室头部的高度方向作截面，在截面边缘设置的氧化剂喷嘴的喷口口径小于截面中部设置的氧化剂喷嘴的喷口口径，使得在边缘喷射的氧化剂小于中部喷射的氧化剂，能够降低推力室内壁附近高温燃气的温度，进一步对推力室内壁进行保护。

4.本发明提供的推力室，通过将冷却介质设置为低温超临界流体，由于超临界流体黏度小，有较好的流动性和热传导性能，加强了流体与推力室内壁之间的换热性能，提高了换热效果，更好的降低了推力室内壁的温度。

5.本发明提供的推力室，通过将推力室头部、推力室身部和喷注器通过增材制造工艺一体成型，使得推力室结构更加紧凑和精确，省去了推力室制造过程中的大量焊接工序，及一些复杂零件的机加工工序，大大缩短了推力室的制造周期，同时从根本上消除了传统火箭发动机推力室由于焊接应力释放导致的各类偏差，使得推力室的结构可靠性大大增强。

附图说明

为了更清楚地说明本发明

具体实施方式

或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明的推力室的结构示意图；

图2为本发明的推力室的喷注器的剖视图。

附图标记说明：

1－推力室头部；2－推力室外壁；3－推力室内壁；4－低温保护层；5－燃烧腔；6－边缘喷嘴；7－第一主流路；8－第二主流路；9－第一分支流路；10－第二分支流路。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“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发明和简化描述，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发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“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；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，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，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

如图1和图2所示，本实施例中提供了一种推力室，包括：推力室头部1；推力室身部，连接于推力室头部1的下方，包括推力室内壁3、与推力室内壁3间隔设置的推力室外壁2、处于推力室内壁3和推力室外壁2之间的冷却通道及处于推力室内壁3内的燃烧腔5，冷却通道内适于填充冷却介质；喷注器，设于推力室头部1靠近推力室身部的一端，包括喷注器本体，及设于喷注器本体上、相互独立设置的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构，燃料喷注结构和氧化剂喷注结构均与燃烧腔5连通，且燃料喷注结构包括靠近推力室内壁3设置的边缘喷注结构及沿燃烧腔5的延伸方向设置的中部喷注结构，氧化剂喷注结构与中部喷注结构相邻设置。

通过在推力室身部设置处于推力室内壁3和推力室外壁2之间的冷却通道，冷却通道内填充冷却介质，能够在燃烧腔5内发生高温燃烧时，高温燃气充斥推力室内壁3，冷却介质能够对推力室内壁3的外表面进行冷却，同时，由于喷注器包括相互独立设置的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构，能够防止燃料和氧化剂在喷注器内发生反应，且燃料喷注结构包括靠近推力室内壁3设置的边缘喷注结构及沿燃烧腔5的延伸方向设置的中部喷注结构，氧化剂喷注结构与中部喷注结构相邻设置，使得由喷注器向燃烧腔5内喷注燃料和氧化剂时，中部喷注结构和氧化剂喷注结构喷出的燃料和氧化剂能够发生反应，满足燃烧的需求，而靠近推力室内壁3设置的边缘喷注结构则仅向靠近推力室内壁3处喷注燃料，使得靠近推力室内壁3无氧化剂喷注，能够在推力室内壁3的内表面形成低温保护层4，防止高温燃气直接作用于推力室内壁3，降低对推力室内壁3的损坏，同时可以作为冷却通道的辅助对推力室内壁3形成降温，进而保证推力室内壁3的温度在其使用材料能够承受的正常工作温度以下。

其中，边缘喷注结构朝向推力室内壁3设置。通过将边缘喷注结构设置为朝向推力室内壁3设置，使得由边缘喷注结构喷注的燃料直接喷射在推力室内壁3上，由于无氧化剂的存在，能够在推力室内壁3表面形成一层液膜，对推力室内壁3形成更好的保护。作为可变换的实施方式，也可以是，边缘喷注结构仅是靠近推力室内壁3设置，具体设置方向和角度则可以根据实际需要具体计算得出。

燃料喷注结构和氧化剂喷注结构的具体形式有很多种，如图2所示，本实施例中的燃料喷注结构包括：燃料流路，设于本体上；燃料喷嘴，一端与燃料流路连通，另一端与燃烧腔5连通，燃料喷嘴包括靠近推力室内壁3设置的边缘喷嘴6及沿燃烧腔5的延伸方向设置的中部喷嘴，其中，边缘喷嘴6朝向推力室内壁3设置。

具体地，燃料流路包括：第一主流路7，一端适于与燃料源连接；多个第一分支流路9，一端与第一主流路7连接，另一端与燃料喷嘴连接，其中，第一分支流路9与燃料喷嘴一一对应设置。氧化剂喷注结构包括：氧化剂流路，设于本体上；氧化剂喷嘴，一端与氧化剂流路连通，另一端与燃烧腔5连通，氧化剂喷嘴与中部喷注结构相邻设置，即氧化剂喷嘴不在本体的边缘处设置。具体地，氧化剂流路包括：第二主流路8，一端适于与氧化剂源连接；多个第二分支流路10，一端与第二主流路8连接，另一端与氧化剂喷嘴连接，其中，第二分支流路10与氧化剂喷嘴一一对应设置。

沿垂直于推力室头部1高度方向作截面，喷注器本体的截面呈圆形设置，在截面靠近边缘设置的氧化剂喷嘴的喷口口径小于在截面中部设置的氧化剂喷嘴的喷口口径。通过沿垂直于推力室头部1的高度方向作截面，在截面边缘设置的氧化剂喷嘴的喷口口径小于截面中部设置的氧化剂喷嘴的喷口口径，使得在边缘喷射的氧化剂小于中部喷射的氧化剂，能够降低推力室内壁3附近高温燃气的温度，，进一步对推力室内壁3进行保护。

在喷注器的该截面上，中部的燃料喷嘴与氧化剂喷嘴处于嵌套的形式设置，即该截面的喷嘴呈圆形设置，氧化剂喷嘴为小圆，外面同轴心套设有口径较大的燃料喷嘴，燃料喷嘴为与氧化剂喷嘴同轴心设置的大圆。作为可变换的实施方式，也可以是，氧化剂喷嘴与中部的燃料喷嘴相邻设置即可，无需嵌套设置。

具体地，可设置为，燃料喷嘴的喷口口径最小，靠近边缘设置的氧化剂喷嘴的喷口口径次之，处于中部的氧化剂喷嘴的喷口口径最大，这样在由喷注器往燃烧腔5内喷注燃料和氧化剂时，燃烧腔5中部的燃烧效率最高，越往推力室内壁3靠近燃烧效率越低，防止了高温燃气对推力室内壁3的直接冲击，尤其是，刚开始喷注器往燃烧腔5内喷注时，推力室内壁3的内表面处仅有燃料，而无氧化剂，会在推力室内壁3上形成一层液膜，对推力室内壁3形成了低温保护层4，随着氧化剂向边缘的扩散才会与边缘的燃料发生燃烧，但燃烧效率很低，降低了推力室内壁3的燃气温度。

在冷却通道内充注的冷却介质为低温超临界流体。具体地，冷却介质为超临界液态甲烷。通过将冷却介质设置为低温超临界流体，由于超临界流体黏度小，有较好的流动性和热传导性能，加强了流体与推力室内壁3之间的换热性能，提高了换热效果，更好的降低了推力室内壁3的温度。作为可变换的实施方式，也可以是，冷却介质为其他低温超临界流体，这里不做过多限制。

现有技术中的推力室的冷却通道的设置大多采用沟槽式结构，沟槽式结构在温度冷却上有较好的效果，但在实际加工制造中则难度较大，因为需在推力室内壁3和外壁之间焊接金属肋形成沟槽，且金属肋需要与内壁和外壁完全贴合并焊接在一起，这一步骤是目前限制火箭发动机推力室制造的一大难题之一，同时推力室内壁3常使用铜合金以加强换热，而外壁常使用高温不锈钢合金以增加整体结构的强度，异种金属间的焊接进一步加大了推力室制造的难度。同时，推力室头部1由许多零件组成，其中喷注器的喷嘴的结构十分复杂，机械加工难度较大，也是限制推力室生产周期的关键之一。

为了解决推力室生产制造难度大的问题，本实施例中的推力室头部1、推力室身部和喷注器采用一体成型。具体地，推力室头部1、推力室身部和喷注器通过增材制造工艺一体成型。通过将推力室头部1、推力室身部和喷注器通过增材制造工艺一体成型，使得推力室结构更加紧凑和精确，省去了推力室制造过程中的大量焊接工序，及一些复杂零件的机加工工序，大大缩短了推力室的制造周期，同时从根本上消除了传统火箭发动机推力室由于焊接应力释放导致的各类偏差，使得推力室的结构可靠性大大增强。

在使用时，氧化剂及燃料进入推力室头部1的喷注器，分别通过相互隔离的燃料喷注结构和氧化剂喷注结构分别喷射至燃烧腔5内，随后在燃烧腔5内发生外源点火并燃烧开始燃烧。

高温燃气会使推力室身部的内壁快速升温直至达到极高的温度，此处同时采用两种方法降低推力室身部内壁的温度：1)在推力室身部的外壁和推力室身部的内壁间设置冷却通道，使用低温超临界流体作为换热介质，将燃气产生的热流通过对流换热传递至推力室身部的外壁，与外界空气对流换热；2)在喷注器的边缘处仅设置了燃料喷嘴，向推力室内壁3进行喷注燃料，而未设置氧化剂喷嘴，通过较低燃烧效率燃烧生成的燃气，形成低温保护层4，低温保护层4可降低燃气对推力室身部的内壁输出的热流，进而保证其温度在其正常工作温度以下。

高温高压的燃气快速向外排出，对推力室身部的内壁产生反向的推力，推力室身部的内壁将该推力传导至推力室头部1，进而传导至火箭整体，推动火箭产生运动。

本发明第二方面提供了一种火箭发动机，包括上述的推力室。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。