發動機推力室、火箭發動機和液體火箭的制作方法
1.本發明涉及航空航天技術領域，尤其涉及一種發動機推力室、火箭發動機和液體火箭。
背景技術：
2.相關技術中，隨著商業航天需求不斷增加，國內外正進行多款運載火箭的研發，由于液體火箭的推進劑成本低、運載能力強等特點，因此液體火箭成為目前主流的運載火箭系統方案。液體推進劑在推力室內進行摻混、霧化、燃燒，將燃料化學能轉化為燃氣熱能，并通過推力室噴管，將燃氣的熱能轉化為動能，形成高速氣流并噴出從而產生推力。由于推力室提供了火箭絕大部分推力，因此推力室在工作狀態下的直徑影響了發動機和火箭的性能，目前燃燒室內燃氣溫度在3000k以上，超過絕大多數材料能承受的溫度極限，特別是局部熱流密度較高，往往需要對此進行特殊冷卻。將一部分低溫/常溫推進劑噴入推力室內高溫區域，在推力室內壁形成一層液膜，液膜蒸發后形成低溫氣膜，對壁面進行隔熱和冷卻，使推力室保持正常工作。
3.現有的推力室液膜冷卻結構為追求結構簡單，其形成的液膜往往難以完全覆蓋推力室內壁，對壁面冷卻效果不好，并且燃燒室局部內壁仍存在高溫區域，導致該位置容易出現燒蝕。為了完全形成覆蓋度高的液膜，現有裝置往往采用增加較多冷卻液量的措施，然而冷卻液量的增多將會影響推力室整體燃燒效率。
技術實現要素：
4.本發明提供一種發動機推力室，用以解決現有技術中推力室液膜覆蓋不均勻的缺陷，實現如下技術效果：提高冷卻液的覆蓋面積和覆蓋均勻性，以避免燃燒室的內壁受到燒蝕，滿足了發動機推力室的液膜冷卻需求，并且減少了冷卻液的使用量，以保證發動機推力室的整體燃燒效率。
5.本發明還提供一種火箭發動機和液體火箭。
6.根據本發明第一方面實施例的發動機推力室，包括：殼體，內部限定出燃燒室；若干個冷卻噴嘴，固定于所述殼體，所述冷卻噴嘴和所述殼體共同限定出過流通道，所述過流通道的出口端形成有相互并聯的第一導流段和第二導流段，所述燃燒室的內壁上設有第一出流孔和第二出流孔，所述第一導流段連通所述第一出流孔，所述第二導流段連通所述第二出流孔；所述第一導流段平行于所述燃燒室的徑向方向且相對于所述燃燒室的內壁傾斜設置，所述第二導流段相對于所述燃燒室的徑向方向和軸向方向均傾斜設置。
7.根據本發明的一個實施例，所述第一導流段和所述第二導流段之間的夾角范圍為10
°
至60
°
。
8.根據本發明的一個實施例，所述過流通道的除出口端以外的部分平行于所述燃燒
室的徑向方向，且相對于所述燃燒室的內壁傾斜設置。
9.根據本發明的一個實施例，所述過流通道的除出口端以外的部分平行于所述第一導流段。
10.根據本發明的一個實施例，所述第一導流段的內徑在朝向所述第一出流孔的方向上不斷減小，所述第二導流段的內徑在朝向所述第二出流孔的方向上不斷增大。
11.根據本發明的一個實施例，所述過流通道的出口端還形成若干個相互并聯的第三導流段，所述第三導流段、所述第一導流段和所述第二導流段均相互并聯，所述燃燒室的內壁上設有若干個第三出流孔，所述第三導流段連通所述第三出流孔。
12.根據本發明的一個實施例，發動機推力室還包括：集液環，固定于所述殼體的外壁且沿所述燃燒室的周向方向延伸；所述集液環與所述殼體之間限定出集液腔，多個所述冷卻噴嘴沿所述燃燒室的周向方向在所述集液腔內間隔分布；所述集液環設有若干個集液口，所述集液口、所述過流通道和所述燃燒室依次連通。
13.根據本發明的一個實施例，所述集液環的數量為多個，多個所述集液環在所述燃燒室的軸向方向上間隔分布。
14.根據本發明的一個實施例，每個集液環內均設有多個所述冷卻噴嘴，每兩個相鄰的所述集液環內的所述冷卻噴嘴在所述燃燒室的周向上交替設置。
15.根據本發明的一個實施例，所述集液環和所述冷卻噴嘴分別與所述殼體一體成型。
16.根據本發明第二方面實施例的火箭發動機，包括：本發明第一方面實施例所述的發動機推力室。
17.根據本發明第三方面實施例的液體火箭，包括：本發明第二方面實施例所述的火箭發動機。
18.根據本發明實施例的發動機推力室，通過第一導流段使得冷卻液可以在燃燒室的周向上覆蓋更多面積的內壁，通過第二導流段可以使得冷卻液在燃燒室的軸向上覆蓋更多面積的內壁，從而提高冷卻液的覆蓋面積和覆蓋均勻性，以避免燃燒室的內壁受到燒蝕，滿足了發動機推力室的液膜冷卻需求，并且減少了冷卻液的使用量，以保證發動機推力室的整體燃燒效率。
附圖說明
19.為了更清楚地說明本發明或現有技術中的技術方案，下面將對實施例或現有技術描述中所需要使用的附圖作一簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖是本發明的一些實施例，對于本領域普通技術人員來講，在不付出創造性勞動的前提下，還可以根據這些附圖獲得其他的附圖。
20.圖1是本發明提供的發動機推力室的立體示意圖；圖2是圖1中a處的放大示意圖；圖3是本發明提供的過流通道的結構示意圖；圖4是本發明提供的發動機推力室的結構示意圖；
圖5是沿圖4中b-b線的剖面圖；圖6是本發明提供的發動機推力室的局部結構示意圖之一；圖7是圖6中c處的局部剖視示意圖；圖8是本發明提供的發動機推力室的局部結構示意圖之二。
21.附圖標記：1、殼體；11、燃燒室；111、第一出流孔；112、第二出流孔；2、冷卻噴嘴；20、過流通道；21、出口端；211、第一導流段；212、第二導流段；3、集液環；31、集液腔；32、集液口。
具體實施方式
22.為使本發明的目的、技術方案和優點更加清楚，下面將結合本發明中的附圖，對本發明中的技術方案進行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例是本發明一部分實施例，而不是全部的實施例。基于本發明中的實施例，本領域普通技術人員在沒有作出創造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發明保護的范圍。
23.在本發明實施例的描述中，需要說明的是，術語“中心”、“縱向”、“橫向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內”、“外”等指示的方位或位置關系為基于附圖所示的方位或位置關系，僅是為了便于描述本發明實施例和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構造和操作，因此不能理解為對本發明實施例的限制。此外，術語“第一”、“第二”、“第三”僅用于描述目的，而不能理解為指示或暗示相對重要性。
24.在本發明實施例的描述中，需要說明的是，除非另有明確的規定和限定，術語“相連”、“連接”應做廣義理解，例如，可以是固定連接，也可以是可拆卸連接，或一體連接；可以是機械連接，也可以是電連接；可以是直接相連，也可以通過中間媒介間接相連。對于本領域的普通技術人員而言，可以具體情況理解上述術語在本發明實施例中的具體含義。
25.在本發明實施例中，除非另有明確的規定和限定，第一特征在第二特征“上”或“下”可以是第一和第二特征直接接觸，或第一和第二特征通過中間媒介間接接觸。而且，第一特征在第二特征“之上”、“上方”和“上面”可是第一特征在第二特征正上方或斜上方，或僅僅表示第一特征水平高度高于第二特征。第一特征在第二特征“之下”、“下方”和“下面”可以是第一特征在第二特征正下方或斜下方，或僅僅表示第一特征水平高度小于第二特征。
26.在本說明書的描述中，參考術語“一個實施例”、“一些實施例”、“示例”、“具體示例”、或“一些示例”等的描述意指結合該實施例或示例描述的具體特征、結構、材料或者特點包含于本發明實施例的至少一個實施例或示例中。在本說明書中，對上述術語的示意性表述不必須針對的是相同的實施例或示例。而且，描述的具體特征、結構、材料或者特點可以在任一個或多個實施例或示例中以合適的方式結合。此外，在不相互矛盾的情況下，本領域的技術人員可以將本說明書中描述的不同實施例或示例以及不同實施例或示例的特征進行結合和組合。
27.相關技術中，隨著商業航天需求不斷增加，國內外正進行多款運載火箭的研發，由于液體火箭的推進劑成本低、運載能力強等特點，因此液體火箭成為目前主流的運載火箭系統方案。液體推進劑在推力室內進行摻混、霧化、燃燒，將燃料化學能轉化為燃氣熱能，并
通過推力室噴管，將燃氣的熱能轉化為動能，形成高速氣流并噴出從而產生推力。由于推力室提供了火箭絕大部分推力，因此推力室在工作狀態下的直徑影響了發動機和火箭的性能，目前燃燒室內燃氣溫度在3000k以上，超過絕大多數材料能承受的溫度極限，特別是局部熱流密度較高，往往需要對此進行特殊冷卻。將一部分低溫/常溫推進劑噴入推力室內高溫區域，在推力室內壁形成一層液膜，液膜蒸發后形成低溫氣膜，對壁面進行隔熱和冷卻，使推力室保持正常工作。
28.現有的推力室液膜冷卻結構為追求結構簡單，其形成的液膜往往難以完全覆蓋推力室內壁，對壁面冷卻效果不好，并且燃燒室局部內壁仍存在高溫區域，導致該位置容易出現燒蝕。為了完全形成覆蓋度高的液膜，現有裝置往往采用增加較多冷卻液量的措施，然而冷卻液量的增多將會影響推力室整體燃燒效率。因此本發明設計了一種形式簡單且流量較小的液膜冷卻結構并應用到本發明的發動機推力室中。
29.下面參考附圖描述本發明提出的一種發動機推力室。
30.如圖1至圖8所示，根據本發明實施例的發動機推力室，包括殼體1和若干個冷卻噴嘴2。
31.殼體1的內部限定出燃燒室11。若干個冷卻噴嘴2均固定于殼體1的外壁，冷卻噴嘴2和殼體1共同限定出過流通道20，過流通道20的出口端21形成有相互并聯的第一導流段211和第二導流段212，燃燒室11的內壁上設有第一出流孔111和第二出流孔112，第一導流段211連通第一出流孔111，第二導流段212連通第二出流孔112。
32.第一導流段211平行于燃燒室11的徑向方向且相對于燃燒室11的內壁傾斜設置，第二導流段212相對于燃燒室11的徑向方向和軸向方向均傾斜設置。
33.根據本發明實施例的發動機推力室，通過將過流通道20的出口端21設置為相互并聯的第一導流段211和第二導流段212，可以使得冷卻液分為兩路并分別從第一導流段211和第二導流段212噴出至燃燒室11的內壁上，使得冷卻液覆蓋燃燒室11的內壁以起到防護作用。
34.其中，由于第一導流段211平行于燃燒室11的徑向方向且相對于燃燒室11的內壁傾斜設置，因此從第一導流段211流出的冷卻液將會貼著燃燒室11的內壁，并沿燃燒室11的周向方向以向遠處噴出，此時從第一導流段211流出的冷卻液具有較大的切向速度，從而上述冷卻液在燃燒室11的周向方向上可以被噴出至更遠的范圍并覆蓋更大面積的燃燒室11的內壁。
35.由于第二導流段212相對于燃燒室11的徑向方向和軸向方向均傾斜設置，因此，從第二導流段212流出的冷卻液的流出方向同時相對于燃燒室11的徑向和周向傾斜，此時，從第二導流段212流出的冷卻液既不平行于燃燒室11的徑向方向，也不平行于燃燒室11的軸向方向，因此，上述從第二導流段212流出的冷卻液同時具有切向分速度和軸向分速度，進而，上述冷卻液可以在燃燒室11的軸向方向上被噴出至更遠的范圍并覆蓋更大面積的燃燒室11的內壁。
36.此外，由于冷卻液自身重力和推力室軸向主流燃氣的影響，從第一導流段211和第二導流段212流出的冷卻液均會沿著燃燒室11的軸向進一步擴散并進一步覆蓋更多面積的燃燒室11內壁。
37.可以理解，由于第一導流段211和第二導流段212的導流作用，系統無需使用較多
量的冷卻液，也即系統僅通過較少量的冷卻液便可以實現冷卻液在燃燒室11內壁上的均勻且相對完整的覆蓋。
38.綜上，根據本發明實施例的發動機推力室，通過第一導流段211使得冷卻液可以在燃燒室11的周向上覆蓋更多面積的內壁，通過第二導流段212可以使得冷卻液在燃燒室11的軸向上覆蓋更多面積的內壁，從而提高冷卻液的覆蓋面積和覆蓋均勻性，以避免燃燒室11的內壁受到燒蝕，滿足了發動機推力室的液膜冷卻需求，并且減少了冷卻液的使用量，以保證發動機推力室的整體燃燒效率。
39.如圖3所示，根據本發明的一些實施例，第一導流段211和第二導流段212之間的夾角范圍為10
°
至60
°
。
40.在本實施例中，過流通道20的出口端21被分流為第一導流段211和第二導流段212，以燃燒室11的徑向方向平行于水平方向且其軸向方向平行于豎直方向為例進行說明，則第一導流段211水平延伸且相對于燃燒室11的內壁傾斜，第二導流段212則被夾在水平方向和豎直方向之間，此時第一導流段211和第二導流段212之間的夾角在10
°
至60
°
的范圍內選取，也即第二導流段212相對于水平方向的傾斜角角度值在10
°
至60
°
之間選取。
41.當然，上述實施例僅為本發明眾多實施例中的一些，并不構成對于本發明的第一導流段211和第二導流段212的具體限制，其中，第一導流段211與第二導流段212之間的夾角也可以選用其他角度值，本發明在此不做特殊限制，只要第一導流段211可以提供切向速度且第二導流段212可以提供切向分速度和軸向分速度即可。
42.進一步地，如圖3和圖7所示，第二導流段212位于第一導流段211的下方，且第二出流孔112位于第一出流孔111的下方。這樣，第二導流段212和第一導流段211內流出的冷卻液均可以在自身重力和推力室軸向主流燃氣的作用下向下流動，從而在燃燒室11的軸向上覆蓋更大面積的內壁。
43.需要說明的是，第一導流段211和第二導流段212之間可以通過管壁間隔開，或者，在第一導流段211和第二導流段212之間夾角較小的情況下（例如夾角值范圍在10
°
至30
°
之間）第一導流段211和第二導流段212之間也可以沒有管壁，如圖2所示，也即第一導流段211和第二導流段212始終處于連通狀態，此時第一出流孔111和第二出流孔112也處于連通狀態，并且第一出流孔111和第二出流孔112之間由于存在少部分的面積疊加以及兩孔中間倒角等因素，第一出流孔111和第二出流孔112將會共同形成類似于“貓耳朵”的結構（如圖2和圖3所示）。
44.如圖4和圖5所示，根據本發明的一個實施例，過流通道20的除出口端21以外的部分平行于燃燒室11的徑向方向，且相對于燃燒室11的內壁傾斜設置。這樣，過流通道20整體相對于燃燒室11的內壁傾斜設置，過流通道20可以在過流過程中將冷卻液導向至燃燒室11的切向方向，從而為從過流通道20內流出的冷卻液提高更大的切向速度，以增大冷卻液的覆蓋面積。
45.如圖4和圖5所示，在本發明的一個實施例中，過流通道20的除出口端21以外的部分平行于第一導流段211。這樣，冷卻液在過流通道20內可以順暢地流動至第一導流段211內，避免冷卻液在進入第一導流段211的過程中出現較大的速度損失，進一步保證冷卻液從第一導流段211內流出時的切向速度。
46.進一步地，在本發明的一個實施例中，過流通道20的除出口端21以外的部分的內
徑在朝向出口端21的方向上逐漸減小，這樣，在進入出口端21之前，過流通道20內的冷卻液流速由于流通面積的改變將會越來越大，從而提高冷卻液的切向速度。
47.根據本發明的一個實施例，第一導流段211的內徑在朝向第一出流孔111的方向上不斷減小，第二導流段212的內徑在朝向第二出流孔112的方向上不斷增大。
48.在本實施例中，第一導流段211的內徑和第二導流段212的內徑可以根據實際需求進行改變。由于推力室內部的主流速度一定，因此在主流燃氣的沖刷作用下，通過減小第一導流段211的內徑，可以增加冷卻液的流速，從而有利于液膜在燃燒室11內壁上的切向分布；通過增大第二導流段212的內徑，可以減小冷卻液的流速，從而有利于液膜在燃燒室11內壁上的軸向分布。
49.根據本發明的一些實施例，過流通道20的出口端21還形成若干個相互并聯的第三導流段（圖中未示出），第三導流段、第一導流段211和第二導流段212均相互并聯，燃燒室11的內壁上設有若干個第三出流孔（圖中未示出），第三導流段連通第三出流孔。
50.在本實施例中，過流通道20的出口端21形成多個相互并聯的導流段（包括第一導流段211、第二導流段212和第三導流段），這樣，通過合理設計第三導流段的延伸方向，可以實現冷卻液在圍繞出流孔方向上的全方位噴送，更進一步提高液膜在燃燒室11內壁上分布的均勻性。
51.如圖1至圖5所示，根據本發明的一個實施例，發動機推力室還包括集液環3。集液環3固定在殼體1的外壁上，且集液環3沿燃燒室11的周向方向（也即殼體1的周向方向）延伸。
52.集液環3與殼體1之間限定出集液腔31，多個冷卻噴嘴2沿燃燒室11的周向方向在集液腔31內間隔分布。集液環3設有若干個集液口32，集液口32、過流通道20和燃燒室11依次連通。
53.在本實施例中，高壓冷卻液通過集液口32被引入集液環3的集液腔31內，并依次通過過流通道20和出流孔進入燃燒室11內，從而使得冷卻液在燃燒室11內壁上均勻覆蓋以形成液膜。
54.如圖5所示，在一個具體實施例中，集液環3呈閉環狀，集液環3的橫截面呈半圓形，并且單個集液環3內的集液腔31內均勻分布有十二個冷卻噴嘴2，上述十二個冷卻噴嘴2均形成有過流通道20，對應地，每個過流通道20在燃燒室11內壁上均對應一組第一出流孔111和第二出流孔112。
55.每個過流通道20的除出口端21之外的部分相對于殼體1的外壁之間的傾斜角度均相同，且每個第一導流段211相對于燃燒室11的內壁之間的傾斜角度也相同，每個第二導流段212相對于水平方向的夾角也相同。
56.根據本發明的一些實施例，集液口32的數量可以為多個，多個集液口32在集液環3的長度方向上均勻分布，從而提高冷卻液在集液腔31內分布的均勻性，進而提高冷卻液在燃燒室11內壁上分布的均勻性。
57.根據本發明的一些實施例，集液環3的數量為多個，多個集液環3在燃燒室11的軸向方向上間隔分布。
58.進一步地，每個集液環3內均設有多個冷卻噴嘴2，每兩個相鄰的集液環3內的冷卻噴嘴2在燃燒室11的周向上交替設置。
59.這樣，多個軸向分布的集液環3可以提高冷卻液在燃燒室11的軸向方向上分布的均勻性，交錯設置的冷卻噴嘴2可以提高冷卻液在燃燒室11的周向方向上分布的均勻性。
60.根據本發明的一些實施例，集液環3和冷卻噴嘴2分別與殼體1一體成型。其中，集液環3、冷卻噴嘴2和殼體1可以通過3d打印方式實現一體成型式的結構制造。這樣，不僅加工簡單便捷，并且集液環3、過流通道20和燃燒室11等腔體或流道的密封性也能得到保障。
61.下面參考附圖描述根據本發明的發動機推力室的一個具體實施例。
62.如圖1至圖8所示，發動機推力室包括集液環3、殼體1和冷卻噴嘴2。從泵后引高壓推進劑進入集液環3以作為冷卻液，推進劑在集液環3內均勻流入十二個冷卻噴嘴2中，冷卻噴嘴2的出口端21為兩通道（即第一導流段211和第二導流段212）并構成圖3中所示的“貓耳朵”異形孔，采用該冷卻結構，可以用較少的冷卻流量，同時又能保證燃燒室11內壁表面覆蓋相對均勻的液膜，保護內壁不被燒蝕。第一出流孔111流出的冷卻液存在切向速度，第二出流孔112流出的冷卻液在切向和軸向上均有分速度，使每個出流位置處覆蓋的燃燒室11內壁面積更大。膜冷推進劑進入燃燒室11后，沿切向運動，同時在燃燒室11軸向主流作用下，使膜冷推進劑向下流動，沿軸向覆蓋內壁表面，保護了內壁材料不被燒蝕。
63.與現有技術相比，本發明的有益效果介紹如下：本發明通過集液環3設計，實現了將泵后等高壓推進劑通過單入口通道引入集液環3，在集液環3內設置多條過流通道20，從而將推進劑引入燃燒室11并沿內壁形成液膜。現有的液膜冷卻結構往往設計多個冷卻孔，冷卻孔沿軸向、切向或與軸向成某一角度噴入，為了使得內壁均勻分布液膜，往往需要較多冷卻通道，導致液膜冷卻流量較多，上述增加的冷卻流量可以占總推進劑的5%~15%左右，進而導致推力室燃燒效率降低以及發動機比沖下降。本發明的發動機推力室采用簡單的液膜冷卻結構，并且用較少的冷卻流量滿足了燃燒室11內壁冷卻條件。
64.此外，本發明通過采用創新的“貓耳朵”異形孔結構，實現了冷卻結構簡單、推進劑流量較少且液膜均勻覆蓋燃燒室11內壁的效果。單條過流通道20在進入燃燒室11的內壁前分成兩條冷卻通道（即第一導流段211和第二導流段212），兩條冷卻通道中間角度為10
°
~30
°
，出流孔的孔徑尺寸可以根據入口壓力和推力室室壓及液膜冷卻流量計算得出，其中，兩個出流孔（即第一出流孔111和第二出流孔112）由于存在少部分面積疊加和兩孔中間倒角，形成類似于貓耳朵的結構，該結構將推進劑一分為二，并將推進劑引入至所需冷卻的內壁位置。
65.最后應說明的是：以上實施例僅用以說明本發明的技術方案，而非對其限制；盡管參照前述實施例對本發明進行了詳細的說明，本領域的普通技術人員應當理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術方案進行修改，或者對其中部分技術特征進行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應技術方案的本質脫離本發明各實施例技術方案的精神和范圍。
技術特征：
1.一種發動機推力室，其特征在于，包括：殼體，內部限定出燃燒室；若干個冷卻噴嘴，固定于所述殼體，所述冷卻噴嘴和所述殼體共同限定出過流通道，所述過流通道的出口端形成有相互并聯的第一導流段和第二導流段，所述燃燒室的內壁上設有第一出流孔和第二出流孔，所述第一導流段連通所述第一出流孔，所述第二導流段連通所述第二出流孔；所述第一導流段平行于所述燃燒室的徑向方向且相對于所述燃燒室的內壁傾斜設置，所述第二導流段相對于所述燃燒室的徑向方向和軸向方向均傾斜設置。2.根據權利要求1所述的發動機推力室，其特征在于，所述第一導流段和所述第二導流段之間的夾角范圍為10
°
至60
°
。3.根據權利要求1所述的發動機推力室，其特征在于，所述過流通道的除出口端以外的部分平行于所述燃燒室的徑向方向，且相對于所述燃燒室的內壁傾斜設置。4.根據權利要求3所述的發動機推力室，其特征在于，所述過流通道的除出口端以外的部分平行于所述第一導流段。5.根據權利要求1所述的發動機推力室，其特征在于，所述第一導流段的內徑在朝向所述第一出流孔的方向上不斷減小，所述第二導流段的內徑在朝向所述第二出流孔的方向上不斷增大。6.根據權利要求1所述的發動機推力室，其特征在于，所述過流通道的出口端還形成若干個相互并聯的第三導流段，所述第三導流段、所述第一導流段和所述第二導流段均相互并聯，所述燃燒室的內壁上設有若干個第三出流孔，所述第三導流段連通所述第三出流孔。7.根據權利要求1至6中任一項所述的發動機推力室，其特征在于，還包括：集液環，固定于所述殼體的外壁且沿所述燃燒室的周向方向延伸；所述集液環與所述殼體之間限定出集液腔，多個所述冷卻噴嘴沿所述燃燒室的周向方向在所述集液腔內間隔分布；所述集液環設有若干個集液口，所述集液口、所述過流通道和所述燃燒室依次連通。8.根據權利要求7所述的發動機推力室，其特征在于，所述集液環的數量為多個，多個所述集液環在所述燃燒室的軸向方向上間隔分布。9.根據權利要求8所述的發動機推力室，其特征在于，每個集液環內均設有多個所述冷卻噴嘴，每兩個相鄰的所述集液環內的所述冷卻噴嘴在所述燃燒室的周向上交替設置。10.根據權利要求7所述的發動機推力室，其特征在于，所述集液環和所述冷卻噴嘴分別與所述殼體一體成型。11.一種火箭發動機，其特征在于，包括：如權利要求1至10中任一項所述的發動機推力室。12.一種液體火箭，其特征在于，包括：如權利要求11中所述的火箭發動機。
技術總結
本發明提供一種發動機推力室、火箭發動機和液體火箭。發動機推力室包括：殼體，內部限定出燃燒室；若干個冷卻噴嘴，固定于殼體，冷卻噴嘴和殼體共同限定出過流通道，過流通道的出口端形成有相互并聯的第一導流段和第二導流段，燃燒室的內壁上設有第一出流孔和第二出流孔，第一導流段連通第一出流孔，第二導流段連通第二出流孔；第一導流段平行于燃燒室的徑向且相對于燃燒室的內壁傾斜設置，第二導流段相對于燃燒室的徑向和軸向均傾斜設置。本發明提出的發動機推力室，可以提高冷卻液的覆蓋面積和覆蓋均勻性，以避免燃燒室受到燒蝕，滿足了發動機推力室的液膜冷卻需求，并且減少了冷卻液的使用量，以保證發動機推力室的燃燒效率。以保證發動機推力室的燃燒效率。以保證發動機推力室的燃燒效率。
