[发明专利]一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法

说明书

本发明公开了一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，包括由微孔板围成的筒状壳体，筒状壳体的形状与发动机金属外壳的形状相一致，用于套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔，且冷却剂空腔的下端为冷却剂入口，上端为冷却剂出口；在筒状壳体内侧为燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。采用该结构和方法不需要额外引入冷却剂；经多次传热，将发动机金属外壳的温度降至许用温度，满足长时间工作的要求。

【技术领域】

本发明属于航天发动机技术领域，尤其涉及一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却方法及结构。

【背景技术】

航天发动机在航天运输中起着重要的作用，主要作为动力装置为航天运载器提供推力。在发动机工作过程中，受燃烧室内的高温以及喷管中的高速气流的作用，推力室所处的热环境十分严峻，在某些型号的发动机中，推力室壳体所受热流可高达10⁹J/s·m³之上。在这种情况下，如果没有针对推力室壳体结构进行冷却设计，推力室将面临烧穿甚至炸裂的危险。

目前，针对推力室的冷却主要有以下几种方式：再生冷却、膜冷却、发汗冷却以及被动冷却等等。其中，再生冷却是较为常用的一种，通过在推力室壁内加工冷却通道，让冷却剂先通过壁内的冷却通道再进入到喷注器内，通过形成冷却剂与推力室间的对流换热来达到冷却推力室壳体温度的作用；膜冷却也是应用较为广泛的一种，通过在壳体内表面铺设一层液体或气体，使得高温燃气与壳体隔离，从而起到保护发动机壳体的作用；发汗冷却则是将发动机壳体制成多孔材料，在发动机工作时，由于温度梯度的作用，冷却剂将通过壁内的孔进入到高温侧，并在壳体内表面进行传热与传质，以达到冷却发动机的作用。被动冷却则是通过在燃烧室壳体内安置耐高温的材料，使得发动机壳体在短时间内达不到较高的温度。

以上的冷却方式在以往的发动机设计中，均达到了较好的效果。但是，随着航天动力的发展，航天发动机需在高热载、低流量、长时间的工况下工作，使得以上冷却方式均无法满足冷却要求。若采用再生冷却，则需要不断地提高入口压力以提高冷却效率，但是会导致供应系统的输出压力过高而无法实现；若采用膜冷却，则需额外引入较多的冷却液而造成较大的资源浪费；发汗冷却又无法满足按需分配冷却流量的作用；被动冷却更是无法满足长时间工作的要求。

【发明内容】

本发明的目的是提供一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构及冷却方法，不需要额外引入冷却剂；经多次传热，将发动机金属外壳的温度降至许用温度，满足长时间工作的要求。

本发明采用以下技术方案：一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，包括由微孔板围成的筒状壳体，筒状壳体的形状与发动机金属外壳的形状相一致，用于套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔，且冷却剂空腔的下端为冷却剂入口，上端为冷却剂出口；在筒状壳体内侧为燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。

进一步地，该各微孔的孔径为0.05mm-0.5mm。

进一步地，该冷却剂空腔的厚度为1-3mm。

进一步地，该筒状壳体的厚度为3mm-5mm。

进一步地，该微孔板选用C/SiC复合材料。

本发明还公开了一种航天发动机，包括上述的一种新型航天动力用微孔板主被动复合冷却结构，还包括发动机金属外壳，筒状壳体套设在金属外壳内，与发动机金属外壳间形成冷却剂空腔；在冷却剂空腔的下端、且位于金属外壳上，开设有与冷却剂空腔相连通的冷却剂入口，在下端、且位于发金属外壳上开设有冷却剂出口；筒状壳体内侧形成燃气腔，燃气腔的上端与冷却剂的出口相连通，将冷却剂由上端喷入燃气腔内；在微孔板上开设有多个液膜喷射孔，用于连通冷却剂空腔和燃气腔，将冷却剂径向喷入燃气腔内。