一种旋流液膜冷却装置
技术领域
本申请涉及航空航天技术领域,具体涉及一种旋流液膜冷却装置。
背景技术
目前传统液体火箭发动机液膜冷却技术都是采用液膜孔喷射到发动机壁面上，在壁面上形成液膜保证发动机壁面温度，但这种液膜冷却技术要求液膜孔的间距比较小，若保证液膜可以完全覆盖在壁面上，这必然需要增大液膜孔数量，增大液膜数量导致液膜孔尺寸降低，加工难道增大，加工费用增高。低推力的发动机流量较少，分配给液膜冷却的流量更少，若采用传统的冷却方式，液膜孔直径＜0.1mm以内，在目前加工能力是很难实现。
发明内容
鉴于现有技术中的上述缺陷或不足，期望提供一种旋流液膜冷却装置。
本申请提供一种旋流液膜冷却装置，包括上底、中底和下底；下底上对应中底设有安装槽；上底对应安装槽设有相应的安装台；中底位于上底和下底之间；上底上设有入口；下底上对应入口设有相应的对接口；中底对应入口和对接口设有相应的第一流道；中底上还设有若干流道孔；流道孔与对接口连通；下底还设有旋流孔；旋流孔与流道孔连通。
进一步的，旋流孔位于下底远离上底一侧；旋流孔的方向平行于下底的底面。
进一步的，流道孔的数量多于旋流孔，用于保证流动的均匀性。
进一步的，流道孔与对接口通过第二流道连通；第二流道位于下底内部。
进一步的，上底上还设有用于与外部连接的安装孔。
进一步的，下底上也设有用于与外部连接的连接孔。
本申请具有的优点和积极效果是：旋流孔主要通过较大的切向速度喷射到发动机壁面上，与发动机壁面形成切向角，通过切向速度在发动机壁面上形成一个圆周液膜，通过高速燃气带动圆周液膜沿着发动机身部移动，有效提高了冷却效果。
附图说明
图1为本申请实施例提供的旋流液膜冷却装置的结构示意图；
图2为本申请实施例提供的旋流液膜冷却装置的剖视图的结构示意图。
图中所述文字标注表示为：100-上底；110-入口；120-安装孔；200-中底；210-第一流道；220-流道孔；300-下底；310-对接孔；320-旋流孔；330-第二流道；340-连接孔。
具体实施方式
为了使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合附图对本发明进行详细描述，本部分的描述仅是示范性和解释性，不应对本发明的保护范围有任何的限制作用。
请参考图1和图2，本实施例提供一种旋流液膜冷却装置，包括上底100、中底200和下底；下底300上对应中底200设有相应的安装槽，中底200位于安装槽内，上底100上对应安装槽设有相应的安装台，上底100与下底300通过安装台与安装槽配合定位；上底100上设有入口110，下底300上对应入口110设有对接口310；中底200对应入口110和对接口310设有相应的第一流道210；第一流道200贯穿中底200，垂直于安装槽的底面；中底200上还设有若干流道孔220；流道孔220均垂直于安装槽的底面，与对接口310连通；下底300上还设有旋流孔320，旋流孔320与流道孔220连通。
在一优选实施例中，旋流孔320位于下底300远离上底100一侧，旋流孔320突出于下底300的底面，且平行于底面。
在一优选实施例中，流道孔220的数量多于旋流孔320，用于保证流动的均匀性，确保各旋流孔320同时喷出。
在一优选实施例中，流道孔220与对接口310通过第二流道330连通，第二流道330位于下底300的内部。
在一优选实施例中，上底100上还设有用于与外部连接的安装孔120。
在一优选实施例中，下底300上也设有用于与外部连接的连接孔340。
本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实例的说明只是用于帮助理解本发明的方法及其核心思想。以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，由于文字表达的有限性，而客观上存在无限的具体结构，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进、润饰或变化，也可以将上述技术特征以适当的方式进行组合；这些改进润饰、变化或组合，或未经改进将发明的构思和技术方案直接应用于其它场合的，均应视为本发明的保护范围。
