[发明专利]发动机推力室、火箭发动机和液体火箭

说明书

本发明提供一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。发动机推力室包括：壳体，内部限定出燃烧室；若干个冷却喷嘴，固定于壳体，冷却喷嘴和壳体共同限定出过流通道，过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，第一导流段连通第一出流孔，第二导流段连通第二出流孔；第一导流段平行于燃烧室的径向且相对于燃烧室的内壁倾斜设置，第二导流段相对于燃烧室的径向和轴向均倾斜设置。本发明提出的发动机推力室，可以提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的燃烧效率。

技术领域

本发明涉及航空航天技术领域，尤其涉及一种发动机推力室、火箭发动机和液体火箭。

背景技术

相关技术中，随着商业航天需求不断增加，国内外正进行多款运载火箭的研发，由于液体火箭的推进剂成本低、运载能力强等特点，因此液体火箭成为目前主流的运载火箭系统方案。液体推进剂在推力室内进行掺混、雾化、燃烧，将燃料化学能转化为燃气热能，并通过推力室喷管，将燃气的热能转化为动能，形成高速气流并喷出从而产生推力。由于推力室提供了火箭绝大部分推力，因此推力室在工作状态下的直径影响了发动机和火箭的性能，目前燃烧室内燃气温度在3000K以上，超过绝大多数材料能承受的温度极限，特别是局部热流密度较高，往往需要对此进行特殊冷却。将一部分低温/常温推进剂喷入推力室内高温区域，在推力室内壁形成一层液膜，液膜蒸发后形成低温气膜，对壁面进行隔热和冷却，使推力室保持正常工作。

现有的推力室液膜冷却结构为追求结构简单，其形成的液膜往往难以完全覆盖推力室内壁，对壁面冷却效果不好，并且燃烧室局部内壁仍存在高温区域，导致该位置容易出现烧蚀。为了完全形成覆盖度高的液膜，现有装置往往采用增加较多冷却液量的措施，然而冷却液量的增多将会影响推力室整体燃烧效率。

发明内容

本发明提供一种发动机推力室，用以解决现有技术中推力室液膜覆盖不均匀的缺陷，实现如下技术效果：提高冷却液的覆盖面积和覆盖均匀性，以避免燃烧室的内壁受到烧蚀，满足了发动机推力室的液膜冷却需求，并且减少了冷却液的使用量，以保证发动机推力室的整体燃烧效率。

本发明还提供一种火箭发动机和液体火箭。

根据本发明第一方面实施例的发动机推力室，包括：

壳体，内部限定出燃烧室；

若干个冷却喷嘴，固定于所述壳体，所述冷却喷嘴和所述壳体共同限定出过流通道，所述过流通道的出口端形成有相互并联的第一导流段和第二导流段，所述燃烧室的内壁上设有第一出流孔和第二出流孔，所述第一导流段连通所述第一出流孔，所述第二导流段连通所述第二出流孔；

所述第一导流段平行于所述燃烧室的径向方向且相对于所述燃烧室的内壁倾斜设置，所述第二导流段相对于所述燃烧室的径向方向和轴向方向均倾斜设置。

根据本发明的一个实施例，所述第一导流段和所述第二导流段之间的夹角范围为10°至60°。

根据本发明的一个实施例，所述过流通道的除出口端以外的部分平行于所述燃烧室的径向方向，且相对于所述燃烧室的内壁倾斜设置。

根据本发明的一个实施例，所述过流通道的除出口端以外的部分平行于所述第一导流段。

根据本发明的一个实施例，所述第一导流段的内径在朝向所述第一出流孔的方向上不断减小，所述第二导流段的内径在朝向所述第二出流孔的方向上不断增大。

根据本发明的一个实施例，所述过流通道的出口端还形成若干个相互并联的第三导流段，所述第三导流段、所述第一导流段和所述第二导流段均相互并联，所述燃烧室的内壁上设有若干个第三出流孔，所述第三导流段连通所述第三出流孔。

根据本发明的一个实施例，发动机推力室还包括：