[发明专利]引射火箭及其热防护结构与热防护方法

说明书

本发明公开了一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构与方法，将其分为前缘头锥和推力室两个部分分别进行冷却。对于前缘头锥部分，采用层板发汗冷却进行热防护。推力室部分采用排放冷却和发汗冷却的复合冷却方式，排放冷却采用螺旋形冷却通道结构。排放冷却同时对燃烧室外表面和内表面进行冷却，喷管部分冷却效果不好，对喷管部分再进行多孔发汗冷却。本发明提供的热防护方法与结构，冷却效果好、所需的冷却剂少、可靠性高，并能达到可重复使用的目的。

技术领域

本发明涉及一种TRRE发动机中引射火箭的热防护结构和方法，具体为利用排放和发汗复合冷却对TRRE发动机中引射火箭进行热防护。

背景技术

长期以来，世界各国一直在加大对太空资源的利用和开发，但更多的是活动在20km以内的大气层和地球轨道上，对于处于两者之间的临近空间(约20-100km)却关注较少。随着科技水平和空天一体化作战理念的发展，各国开始关注处于空天之间的临近空间。临近空间飞行器作为快速往返于天地之间的重要工具，其核心技术之一就是动力系统，并且对其提出了更高的要求，需要具备高性能、低成本、宽速域、可重复使用、轻质量、高机动能力等特点。涡轮辅助火箭增强冲压组合循环发动机(Turbo-aided Rocket-augmentedRamjet Combined Cycle Engine，TRRE)便是一种能够满足要求的组合发动机。

TRRE发动机是一种将涡轮、火箭和冲压发动机通过结构高度集成、热力循环和工作过程的有机组合而形成的高度一体化的吸气式组合循环发动机。引射火箭在其中的作用是当飞行器进行速度改变而推力不足时提供推力或者利用火箭燃气射流点火。引射火箭放置在高速通道即冲压通道中，在该通道中，引射火箭前缘面临着高超声速气流的冲刷。并且当发动机高速通道工作时，冲压发动机燃烧室内燃料燃烧，引射火箭将一直处在高温燃气中，燃气温度范围高达2000～3000K。当引射火箭自己工作时，火箭推力室内的热流和温度也是目前的材料无法承受的。在如此高的温度下，为了使引射火箭能够不被烧毁、保持外形和结构完整，必须采用主动热防护的方式对其进行热防护。

目前对于引射火箭的热防护方法为：前缘部分可参考飞行器前缘，主要采用烧蚀热防护、热障涂层和发汗冷却的热防护方法。烧蚀热防护仅能一次使用，不宜在可重复使用的发动机中使用，并且烧蚀层消耗掉以后会改变发动机型面。热障涂层和发汗冷却应用广泛，并且发汗冷却被认为是最有发展前景的新型冷却技术，具有冷却能力强、冷却效果好、使用冷却剂更少的特点，是解决引射火箭前缘高温高热流的有效技术。但是传统的自发汗和多孔介质发汗冷却在局部过热时，造成局部流阻增大进而冷却介质不从该处通过，造成局部过热处的扩大和恶化。并且由于引射火箭处于冲压燃烧室中，燃烧室中的高温燃气极易造成冷却通道的堵塞，影响冷却效果。对于火箭推力室部分，采用再生冷却的方法已经能够满足要求，但是引射火箭在TRRE整个工作周期中的工作时间并不长，吸收热量后的冷却燃料进入火箭燃烧室中将会造成浪费。并且喷管喉部因为存在高热流，冷却能力不足。

发明内容

本发明的目的是针对TRRE引射火箭的复杂热环境提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构。引射火箭前缘头锥采用层板发汗冷却，解决因燃气中颗粒物堵塞冷却通道产生的局部过热问题；推力室采用排放冷却使冷却剂得到充分利用，喷管部分再增加多孔发汗冷却解决喉部冷却不足的问题。

为解决上述问题，本发明采用的技术方案为：本发明提供一种利用排放和发汗复合冷却对TRRE引射火箭的热防护结构，所述TRRE引射火箭包括前缘头锥和推力室，所述推力室包括燃烧室和喷管，所述喷管分为喷管内层和喷管外层；所述热防护结构包括发汗冷却结构和排放冷却结构，所述发汗冷却结构包括层板发汗冷却结构和多孔发汗冷却结构；所述前缘头锥采用层板发汗冷却结构，所述燃烧室和喷管外层采用排放冷却结构，所述喷管内层采用多孔发汗冷却结构。