專利名稱：一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室的制作方法
技術領域：
本實用新型屬于高壓大熱流傳熱試驗技術，具體涉及一種縮尺推力室。
背景技術：
隨著航天技術的迅速發展，衛星發射業務日趨頻繁，市場競爭激烈。降低發射成本，提高運載能力，提高工作可靠性等手段已成為提高火箭競爭能力的主要技術途徑。因而研制出低成本高可靠性可重復使用的大推力的火箭發動機推力室成為世界各國未來航天的發展方向。而工作時，火箭發動機推力室的內壁熱流大、溫差高，承受著很大的熱應力，工作環境非常惡劣，因此其冷卻效果是決定推力室乃至整個發動機壽命的關鍵因素。而要設計高可靠性可重復使用的火箭發動機推力室就必須分析推進劑在推力室冷卻通道內的傳熱特性，即進行高壓大熱流傳熱試驗。現有技術進行高壓大熱流傳熱試驗時，普遍采用電熱管試驗裝置。傳統的電熱管傳熱試驗裝置存在兩點不足首先，電熱管試驗裝置不能真實模擬發動機推力室冷卻通道內的流動換熱情況，推進劑在電熱管試驗裝置中的受熱是對稱均勻的，而推力室冷卻通道結構為單側大熱流的熱傳導形式，冷卻通道中推進劑的流動對流換熱較為復雜，呈強烈的非對稱性。其次，電熱管試驗一般受加熱電源電壓、功率等條件制約，無法提供如此大的熱流條件。
發明內容本實用新型的目的在于提供一種用于高壓大熱流傳熱試驗的，并且能夠真實模擬發動機推力室冷卻通道內流動換熱情況的用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室。本實用新型的技術方案如下—種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室，它包括推力室頭部和推力室身部， 所述推力室頭部一側設有火藥點火器，在推力室頭部上設有氧化劑進口、燃料進口，在推力室身部尾部設有冷卻劑進口，所述推力室身部上沿圓周方向上均勻設有氣壁溫度測量傳感器、冷卻劑溫度測量傳感器、液壁溫度測量傳感器；所述推力室頭部頂端固定連接火藥點火管，所述火藥點火器與火藥點火管固定連接；所述推力室頭部內部中心設有軸向通孔，該通孔與火藥點火管的管腔連通；所述推力室頭部的內部設有與氧化劑進口相通的氧化劑腔、 以及與燃料進口相通的燃料腔；所述推力室頭部底部還設有同軸直流式噴嘴，其朝向推力室身部內的燃燒室。在上述的一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室中所述的推力室身部外殼包括身部電鑄外壁和身部溝槽內壁，兩者之間的空隙形成冷卻通道，并且在圓周方向上傳感器的位置均勻固定設有四個接管嘴。在上述的一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室中所述推力室頭部和推力室身部通過冷卻劑出口集合器固定連接。[0010]在上述的一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室中所述的氣壁溫度測量傳感器、冷卻劑溫度測量傳感器、液壁溫度測量傳感器和冷卻劑壓力測量傳感器組成一組，每組均勻布置在推力室身部的圓周方向上，共有四組，并且氣壁溫度測量傳感器、冷卻劑溫度測量傳感器和液壁溫度測量傳感器的溫熱電偶的位置與身部溝槽內壁的肋的位置對應，而冷卻劑壓力測量傳感器的位置與身部溝槽內壁的槽的位置對應。本實用新型的有益效果在于本實用新型設計了一種縮尺推力室，采用頭部、身部相互獨立的結構，推力室頭部為組織噴注燃燒的主要裝置，為傳熱試驗提供高溫高壓熱源環境，推力室身部設計了夾層式通道結構，為被研究的推進劑介質提供流通換熱條件，因而能夠模擬真實發動機推力室冷卻通道內流動換熱情況，并滿足其高壓大熱流傳熱試驗狀態的試驗條件；進一步的，推力室身部上布有大量壓力、溫度傳感器，在試驗過程中對其傳熱信息進行測量采集，用于試驗后的推進劑傳熱特性分析。
圖1為本實用新型提供用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室的外部結構示意圖；圖2為本實用新型提供用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室的結構全剖圖；圖3為圖1中的A-A剖面視角的傳感器分布示意圖；圖4a為氣壁溫度測量傳感器安裝示意圖；圖4b為冷卻劑溫度測量傳感器安裝示意圖；圖4c為液壁溫度測量傳感器安裝示意圖；圖4d為冷卻劑壓力測量傳感器安裝示意圖；圖中1.火藥點火器；2.推力室頭部；3.推力室身部；4.氧化劑進口 ；5.燃料進口 ；6.冷卻劑進口 ；7.冷卻劑出口 ；8.火藥點火管；9.氧化劑腔；10.燃料腔；11.冷卻劑出口集合器；12.燃燒室；13.冷卻通道；14.冷卻劑進口集合器；15.同軸直流式噴嘴；16.氣壁溫度測量傳感器；17.冷卻劑溫度測量傳感器；18.液壁溫度測量傳感器；19.冷卻劑壓力測量傳感器；20.接管嘴；21.測溫熱電偶；22.身部電鑄外壁；23.身部溝槽內壁；24.電鍍銅；25.定位襯套；26.壓力傳感器。
具體實施方式
以下結合附圖及具體實施例對本實用新型作進一步詳細說明。如圖1所示，用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室包括圓柱體狀的推力室頭部 2和推力室身部3，在推力室頭部2的頂端安裝火藥點火器1，在推力室頭部2的圓柱形殼體上安裝有氧化劑進口 4和燃料進口 5 ；在推力室身部3前端的外殼體上加工有冷卻劑出口 7，在推力室身部3的末端尾部的外殼體上加工有冷卻劑進口 6。如圖2所示，所述推力室頭部2的內部中心沿軸向加工有通孔，在該通孔處，圓柱形的火藥點火管8與推力室頭部2頂端固定安裝，并且火藥點火管8的管腔與通孔連通。而所述火藥點火器1與火藥點火管8固定連接。在推力室頭部2的內部還加工有氧化劑腔9 和燃料腔10，所述氧化劑進口 4與氧化劑腔9連通，燃料進口 5與燃料腔10相通。該推力室頭部2底部還安裝有同軸直流式噴嘴15，并且該同軸直流式噴嘴15朝向推力室身部3內的燃燒室12。所述推力室頭部2和推力室身部3通過冷卻劑出口集合器11固定連接，即冷卻劑出口集合器11通過螺釘固定在推力室頭部2上，推力室身部3固定安裝在冷卻劑出口集合器11內，并且冷卻劑出口 7加工在冷卻劑出口集合器11上。如圖2所示，推力室身部3為由溝槽內壁23和電鑄外壁22組合形成冷卻通道13 的夾層結構，推力室身部3的內壁型面為拉瓦爾噴管形狀，溝槽內壁23為肋、槽均勻相間的銑槽結構；在緊貼推力室身部3的外殼的內壁上設計有冷卻通道13，在推力室身部3的尾部外側焊接冷卻劑進口集合器14，冷卻劑進口 6開在冷卻劑進口集合器14上。如圖3所示，氣壁溫度測量傳感器16、冷卻劑溫度測量傳感器17、液壁溫度測量傳感器18和冷卻劑壓力測量傳感器19分別安裝在推力室身部3的外側，并且上述四個傳感器均勻布置安裝在圓周方向的一圈，可在推力室身部3的長度方向上選擇性的安裝四圈， 根據試驗需要也可以更多。圖4a 圖4d所示，接管嘴20均固定焊接在身部電鑄外壁22上。如圖4a所示，所述的氣壁溫度測量傳感器16包括測溫熱電偶21，它安裝在接管嘴 20內，穿過身部電鑄外壁22和身部溝槽內壁23的肋，并且在身部溝槽內壁23內側沿軸向方向彎曲一段距離(約5mm)，為了防止高壓燃氣從穿孔中外泄，用電鍍銅24將孔堵死。如圖4b所示，所述的冷卻劑溫度測量傳感器17也包括測溫熱電偶21，它穿過身部電鑄外壁22，其下端位于身部溝槽內壁23的肋內，并用定位襯套25將其固定，防止其被冷卻劑沖擊移動。如圖4c所示，所述的液壁溫度測量傳感器18包括安裝在接管嘴20內的測溫熱電偶21，其穿過身部電鑄外壁22，置于身部溝槽內壁23的肋中，測溫熱電偶21的感溫頭距內壁23底面約1mm。如圖4d所示，所述的冷卻劑壓力測量傳感器19包括安裝在接管嘴20上的壓力傳感器26，并且接管嘴20的內腔與冷卻通道13相通，即其位置與身部溝槽內壁23的槽對應， 利用接管嘴20將冷卻通道13與壓力傳感器26相連通。氧化劑進口 4進入氧化劑腔9，燃料由燃料進口 5進入燃料腔10，這兩種燃料通過同軸直流式噴嘴15噴出，在燃燒室12中霧化混合燃燒，可為傳熱試驗系統提供 3600K的高溫、8 IOMPa的高壓和10 80MW/m2的大熱流。冷卻劑由冷卻劑進口 6進入冷卻劑進口集合器14，流經冷卻通道13，對燃燒室溝槽內壁23進行冷卻，然后進入冷卻劑出口集合器11，由冷卻劑出口 7流出，工作時冷卻劑流動方向與燃氣流動方向相反。分布在推力室身部3上的氣壁溫度測量傳感器16、冷卻劑溫度測量傳感器17、液壁溫度測量傳感器18和冷卻劑壓力測量傳感器19在試驗過程中對其傳熱信息進行測量采集，用于試驗后的推進劑傳熱特性分析。
權利要求1.一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室，它包括推力室頭部(2)和推力室身部(3)，所述推力室頭部(2)—側設有火藥點火器(1)，在推力室頭部(2)上設有氧化劑進口(4)、燃料進口(5)，在推力室身部(3)前端設有冷卻劑出口(7)，在推力室身部(3)尾部設有冷卻劑進口(6)，其特征在于所述的推力室身部(3)上沿圓周方向上均勻設有氣壁溫度測量傳感器(16)、冷卻劑溫度測量傳感器(17)、液壁溫度測量傳感器(18)；所述推力室頭部(2)頂端固定連接火藥點火管(8)，所述火藥點火器(1)與火藥點火管(8)固定連接；所述推力室頭部(2)內部中心設有軸向通孔，該通孔與火藥點火管(8)的管腔連通；所述推力室頭部(2)的內部設有與氧化劑進口(4)相通的氧化劑腔(9)、以及與燃料進口(5)相通的燃料腔(10)；所述推力室頭部(2)底部還設有同軸直流式噴嘴(15)，其朝向推力室身部 (3)內的燃燒室(12)。
2.如權利要求1所述的一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室，其特征在于所述的推力室身部(3)外殼包括身部電鑄外壁(22)和身部溝槽內壁(23)，兩者之間的空隙形成冷卻通道(13)，并且在圓周方向上傳感器的位置均勻固定設有四個接管嘴(20)。
3.如權利要求1或2所述的一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室，其特征在于 所述推力室頭部(2)和推力室身部(3)通過冷卻劑出口集合器(11)固定連接。
4.如權利要求1或2所述的一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室，其特征在于 所述的氣壁溫度測量傳感器(16)、冷卻劑溫度測量傳感器(17)、液壁溫度測量傳感器(18) 和冷卻劑壓力測量傳感器(19)組成一組，每組均勻布置在推力室身部(3)的圓周方向上， 共有四組，并且氣壁溫度測量傳感器(16)、冷卻劑溫度測量傳感器(17)和液壁溫度測量傳感器(18)的溫熱電偶(21)的位置與身部溝槽內壁(23)的肋的位置對應，而冷卻劑壓力測量傳感器(19)的位置與身部溝槽內壁(23)的槽的位置對應。
專利摘要本實用新型涉及高壓大熱流傳熱試驗技術，具體公開了一種用于高壓大熱流傳熱試驗的縮尺推力室，它包括推力室頭部和推力室身部，推力室頭部一側設有火藥點火器，在推力室頭部上設有氧化劑進口、燃料進口，在推力室身部尾部設有冷卻劑進口，推力室身部上沿圓周方向上設有氣壁溫度測量傳感器、冷卻劑溫度測量傳感器、液壁溫度測量傳感器。本實用新型能夠模擬真實發動機推力室冷卻通道內流動換熱情況，并滿足其高壓大熱流傳熱試驗狀態的試驗條件；推力室身部上布有大量壓力、溫度傳感器，在試驗過程中對其傳熱信息進行測量采集，用于試驗后的推進劑傳熱特性分析。
文檔編號G01M15/02GK201983931SQ20112006036
公開日2011年9月21日 申請日期2011年3月10日 優先權日2011年3月10日
發明者劉紅珍, 孫紀國, 李丹琳, 王維彬, 田原, 趙世紅, 高翔宇 申請人:北京航天動力研究所