阅读说明：本技术 一种火箭发动机换热器及航天飞行器 (Rocket engine heat exchanger and aerospace vehicle ) 是由 张玺 魏一 彭小波 于 2019-09-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种火箭发动机换热器及航天飞行器,该火箭发动机包括具有燃烧腔的燃烧室本体,所述燃烧室本体外壁设有外层结构,所述外层结构与所述燃烧室本体之间形成允许增压工质与所述燃烧腔进行热交换的换热空间；还包括与所述换热空间连通以进出所述增加工质的入口结构和出口结构。本发明通过设于燃烧室本体外壁的外层结构和燃烧室本体之间形成允许增压工质与燃烧腔进行热交换的换热空间,省去了发动机上为火箭贮箱增压系统专门设计的换热器装置,减轻了发动机的结构质量,从而提高了发动机的推质比性能。简化发动机的部件,提高换热器的结构可靠性。(The invention discloses a rocket engine heat exchanger and a space shuttle, wherein the rocket engine comprises a combustion chamber body with a combustion chamber, the outer wall of the combustion chamber body is provided with an outer layer structure, and a heat exchange space allowing a pressurizing working medium to exchange heat with the combustion chamber is formed between the outer layer structure and the combustion chamber body; the heat exchanger also comprises an inlet structure and an outlet structure which are communicated with the heat exchange space to enter and exit the increased working medium. According to the invention, the heat exchange space allowing the supercharged working medium to exchange heat with the combustion cavity is formed between the outer layer structure arranged on the outer wall of the combustion chamber body and the combustion chamber body, so that a heat exchanger device specially designed for a rocket tank supercharging system on the engine is omitted, the structural quality of the engine is reduced, and the boost ratio performance of the engine is improved. The parts of the engine are simplified, and the structural reliability of the heat exchanger is improved.)

一种火箭发动机换热器及航天飞行器

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，具体涉及一种火箭发动机换热器及航天飞行器。

背景技术

现有技术中由于大推力液体火箭发动机燃烧室的压力高，需要对推进剂组元进行增压，所以需要增压工质。增压工质可以是火箭发动机用的推进剂，也可以是氮气、氦气等惰性气体，增压工质往往需要通过设置在涡轮排气出口的换热器进行热交换。在换热过程中，燃气发生器产生的高温燃气从涡轮排气口排出，从而产生高温的涡轮排气。利用温度较高的涡轮排气加热换热器中的增加工质，使增压工质温度升高、密度减小、做功能力增强，从而满足给贮箱增压的要求。

目前换热器一般置于火箭发动机的涡轮排气出口，换热器通常采用螺旋管作为换热器主要换热元件，将螺旋管置于涡轮排气壳体内，高温涡轮排气在壳体内流动并经过螺旋管的外侧，增压工质在螺旋管内流动，两种流体反向交叉流动，通过螺旋管壁进行热交换。

然而，将换热器置于火箭发动机的涡轮排气出口时，会使火箭发动机整体的结构较为复杂，重量较重，进而使火箭发动机的推质比性能较差。同时由于换热器采用螺旋管结构，容易产生共振的问题，使得火箭发动机工作时的可靠性较差，从而无法提高火箭发动机的整体性能。

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将换热器置于火箭发动机的涡轮排气出口时，会使火箭发动机整体的结构较为复杂，重量较重，进而使火箭发动机的推质比性能较差的缺陷，从而提供火箭发动机换热器及航天飞行器。

本发明实施例提供了一种火箭发动机换热器，其中火箭发动机包括具有燃烧腔的燃烧室本体，其特征在于，所述燃烧室本体外壁设有外层结构，所述外层结构与所述燃烧室本体之间形成允许增压工质与所述燃烧腔进行热交换的换热空间；还包括与所述换热空间连通以进出所述增压工质的入口结构和出口结构。

可选地，所述换热空间内设置有多个沿所述燃烧室本体延伸方向延伸的间隔结构，所述间隔结构设置于所述外层结构和所述燃烧室本体之间将所述换热空间间隔为多个换热槽。

可选地，包括第一集合器和第二集合器，所述第一集合器一端与所有所述换热槽导通，另一端与所述入口结构导通；所述第二集合器一端与所有所述换热槽导通，另一端与所述出口结构导通。

可选地，所述第一集合器和所述第二集合器分别设置于所述换热槽相对于所述延伸方向的两端。

可选地，所述增压工质在所述换热槽中的流向与所述燃烧腔中燃气的流向相反。

可选地，所述第一集合器设置有控制所述增压工质流量的控流元件。

可选地，所述第二集合器上设置有控制所述增压工质压力的控压元件。

可选地，所述外层结构设置于所述燃烧室本体周向外周，所述换热空间环绕所述燃烧室延伸方向设置的环形空间。

可选地，所述燃烧室本体外部由铜、铜合金、不锈钢或高温合金制成。

本发明实施例还提供了一种航天飞行器，包括上述任一项所述的一种火箭发动机换热器。

与现有技术相比，本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明实施例提供了一种火箭发动机换热器，其中火箭发动机包括具有燃烧腔的燃烧室本体，所述燃烧室本体外壁设有外层结构，所述外层结构与所述燃烧室本体之间形成允许增压工质与所述燃烧腔进行热交换的换热空间；还包括与所述换热空间连通以进出所述增加工质的入口结构和出口结构。本发明实施例通过设于燃烧室本体外壁的外层结构和燃烧室本体之间形成允许增压工质与燃烧腔进行热交换的换热空间，省去了发动机上为火箭贮箱增压系统专门设计的换热器装置，减轻了发动机的结构质量，从而提高了发动机的推质比性能。简化发动机的部件，提高换热器的结构可靠性。

2.本发明实施例通过在燃烧室本体外壁的外层结构和燃烧室本体之间形成用于热交换的换热空间，从根本上消除了传统火箭发动机换热器采用螺旋管结构带来的共振问题，使换热器结构的可靠性大大增强。

3.本发明实施例通过将换热空间与燃烧室相结合形成换热器，提高了燃烧室的耐温能力，从而腔体的耐压能力也得到增强，结构强度更好。

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为本发明实施例的换热器的剖面图；

图2为本发明实施例的换热器的截面图；

图3为本发明实施例的燃气发生器的结构示意图。

附图标记说明：

1-燃烧腔；2-燃烧腔腔壁；3-外层结构；4-第一集合器；5-换热槽；6-入口结构；7-燃气喷注器；8-燃气涡轮；9-第二集合器；10-出口结构；11-间隔结构。

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。

以液体火箭发动机为动力的火箭都需要由火箭上的推进剂贮箱向液体火箭发动机供应推进剂，推进剂一般有氧化剂和燃料两种。贮箱内的推进剂需要一定的压力才能供应给发动机，因此贮箱需要一个增压系统为贮箱内的推进剂增压。目前经常采用的专用工质增压和自生增压这两大类系统方案中，增压工质往往需要通过设置在发动机系统中的换热器进行热交换，增压工质经过热交换后温度升高、密度减小、做功能力增强，从而满足给贮箱增压的要求。用于增压的工质可以是发动机用的推进剂(包括氧化剂和燃料)，也可以是氮气、氦气等惰性气体。发动机上用于实现增压工质换热升温的装置就是换热器。本发明实施例所提供的燃气发生器可以适用于任何液体火箭发动机，省去了发动机上为火箭贮箱增压系统专门设计的换热器装置，提高了发动机工作的可靠性。。

如图1-图3所示，本发明实施例提供了一种火箭发动机换热器，其中，火箭发动机整体包括燃气喷注器7、燃烧室和燃气涡轮8。燃气喷注器7设于燃烧室上方，用于为燃烧室提供燃料和氧化剂，燃气涡轮8设于燃烧室下方，用于将燃气的焓和动能转换成机械能。

燃烧室包括具有燃烧腔1的燃烧室本体、外层结构3、入口结构6和出口结构10，以及第一集合器4和第二集合器9。燃烧室本体具有燃烧腔1，外层结构3设于燃烧室本体周向外周。换热空间为由外层结构3与燃烧室本体的外层结构3包围形成并环绕燃烧室本体延伸方向设置的环形空间，用于增压工质与燃烧腔1进行热交换。入口结构6和出口结构10均与换热空间连通，用于增压工质进出。第一集合器4和第二集合器9分别设置于换热槽5相对于燃烧室本体延伸方向的两端，第一集合器4一端与所有换热槽5导通，另一端与入口结构6导通，第二集合器一端与所有换热槽5导通另一端与出口结构10导通。

本发明实施例通过设于外层结构和燃烧室本体之间的换热空间，用于增压工质与燃烧腔1进行热交换，省去了现有技术中在发动机上为火箭贮箱增压系统专门设计的换热器装置，减轻了发动机的结构质量，从而提高了发动机的推质比性能，简化发动机的部件。通过将换热空间与燃烧室相结合，提高了燃烧室的耐温能力，由于现有技术中的燃烧室通常设置为单壁，而在本发明实施例中在燃烧室本体的周向外周又增加了一层外层结构3，从而提升了燃烧室整体的耐压能力和结构强度。

换热空间内设置有多个沿燃烧室本体延伸方向延伸的间隔结构11，间隔结构11与外层结构3紧密贴合，从而将换热空间间隔为多个换热槽5。增压工质在换热槽5中的流向与燃烧腔1中燃气的流向相反。

本发明实施例通过在换热空间内设置多个沿燃烧室本体延伸方向延伸的间隔结构11，并且间隔结构11与外层结构3紧密贴合，可以使燃烧室在工作过程中，间隔结构11能够支撑燃烧室的燃烧腔1与外层结构3之间的换热空间，进一步提升了燃烧室整体的耐压能力和结构强度，提高换热空间的结构可靠性。

在实际应用过程中，将设于第一集合器4的入口结构6开启，设于第二集合器9的出口结构10关闭，可使增压工质从第一集合器4的入口结构6通入，将整个换热空间的腔体充满。增压工质可以是发动机用的推进剂，也可以是氮气、氦气等惰性气体。

在燃烧室高温工作时，增压工质从位于燃烧室下方的第一集合器4不断流入，从位于燃烧室上方的第二集合器9不断流出。由于增压工质在换热槽5中的流向与燃烧腔1中燃气的流向相反，在增压工质流动过程中，能够充分地通过燃烧腔腔壁2吸收燃料燃烧散发出来的热量，增压工质经过热交换后温度升高、密度减小、做功能力增强，从而满足给贮箱增压的要求。

综上所述，本发明实施例通过采用一种火箭发动机燃烧室，可以从根本上消除了传统火箭发动机的换热器采用螺旋管结构带来的共振问题，使换热器的可靠性大大增强。省去了在现有技术中在发动机上为火箭贮箱增压系统专门设计的换热器装置，减轻了发动机的结构质量，可使发动机的重量减轻2kg～10kg，从而提高了发动机的推质比性能。通过在燃烧室本体与外层结构3之间的换热空间内通有增压工质，提高了燃气发生器燃烧室耐温能力，使燃气温度的限制范围也随之提升，从而可以将燃气温度提升至1500K以上。如此，燃气的做功能力增强，发动机整体性能也随之提高。

本发明实施例还在入口结构6设有第一接管嘴，出口结构10设有第二接管嘴，第一接管嘴和第二接管嘴用于与其他设备的管路连接。第一集合器4设置有控制增压工质流量的控流元件，第二集合器9上设有控制增压工质压力的空压元件，用于保证换热空间内增压工质的压力要高于增压工质的临界压力。

燃烧腔腔壁由导热率较高的金属材料，如铜及铜合金，或者不锈钢、高温合金等材料制成。燃烧腔腔壁2厚度一般为0.5mm～1mm，间隔结构11的宽度一般为2mm～6mm，高度一般为2mm～8mm。外层结构3可选用不锈钢或高温合金材料，厚度一般为2mm～6mm。

本发明实施例还提供一种航天飞行器，包括上述实施例中提供的一种火箭发动机换热器。

本发明实施例还提供一种火箭发动机换热器的工艺方法，具体工艺方法参数如下：

1.在燃烧室的燃烧腔腔壁2与外层结构3扩散钎焊前，在间隔结构11的外表面镀银，厚度2μm～3μm；

2.在外层结构3的内表面镀镍，厚度2μm，再镀铜，厚度2μm～3μm；

3.将燃烧室与外层结构3对齐装配，用氩弧焊封堵住两端；

4.将第一集合器4与第二集合器9焊接在外层结构3相应位置上，焊接方式为氩弧焊；

5.将第一接管嘴与第二接管嘴分别焊接在第一集合器4与第二集合器9的相应位置上，焊接方式为氩弧焊；

6.将产品送入真空钎焊炉，通过第一接管嘴与第二接管嘴对换热空间抽真空，真空度为1～2×10-2mmHg，此时保持真空炉内压力1～2×10-1mmHg。

7.将真空炉加氩气加压，并升温。压力保持0.45±0.01MPa，温度由常温逐渐升温至760℃，升温时间70min，再经过40min升温至960℃，保持960±10℃，30min～35min；

8.由960℃逐渐降温至200℃，降温时间50min，产品出炉空冷至常温；

9.通过第一接管嘴和第二接管嘴对换热空间进行30MPa液压试验，液压试验时间不少于10min。液压试验后可以根据使用要求进行换热空间水流阻试验，试验合格后完成产品生产。

换热器热平衡公式：Q＝Ql＝Q_w＝Q_g，Q_l为换热空间内对流换热密度，Q_w为的燃烧腔腔壁导热热流密度，Q_g为燃气对流换热热流密度。

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。