CN118111119B - 航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置 - Google Patents

Abstract

本发明属于预冷器吸气式组合发动机技术领域，公开了一种航天发动机燃烧‑换热一体化氦加热器用热流体导流装置，包括位于由氦加热器的热交换管束形成的热流体通道内的支撑筒；沿着热流体来流方向，套接在支撑筒的外柱面上的多个环形支撑格栅的外环面高度逐渐呈阶梯下降，且每个环形导流板的凹弧形导流面能够将经过前一个环形支撑格栅的部分热流体垂直导流至热交换管束。本发明的目的在于解决热流体穿过换热区时流量分布不均匀，从而使部分换热区不能有效利用热流体热量，导致氦加热器换热性能下降的问题。

Description

航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置

技术领域

本发明属于预冷器吸气式组合发动机技术领域，具体涉及一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置。

背景技术

在太空竞争日益激烈的背景下，预冷吸气式组合发动机以其比冲高、包线广、有效载荷大的优点受到航天关注。为降低高速飞行时的进气温度提升发动机性能，预冷吸气式组合发动机采用预冷闭式氦循环冷却来流空气，并通过氦加热器补充氦气能量，达到对来流高温空气能量的再利用。氦加热器在预冷闭式氦循环中起着“启动器”和“补能器”的作用，对整个预冷吸气式组合发动机而言极为重要。

国内外预冷吸气式组合发动机氦加热器还并未有成熟方案，氦加热器的开发是影响预冷吸气式组合发动机研制进程的关键环节。目前氦加热器最有前景的方案为燃烧-换热一体化方案，而这种方案中燃料直接在氦加热器内部燃烧，随后高温燃气立即进入换热区加热氦气，未经整流的高温燃气直接进入换热区，会导致高温燃气穿过换热区时流量分布不均匀，从而使部分换热区不能有效利用高温燃气热量，导致氦加热器换热性能下降（经评估，换热性能可下降20%左右）。

发明内容

针对现有技术中存在的问题，本发明提供了一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其目的在于解决热流体穿过换热区时流量分布不均匀，从而使部分换热区不能有效利用热流体热量，导致氦加热器换热性能下降的问题。

为了解决上述技术问题，本发明通过以下技术方案予以实现：

一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，包括：

支撑筒，其位于由氦加热器的热交换管束形成的热流体通道内；

热流体分配导流组件，其包括沿热流体来流方向间隔套接在所述支撑筒的外柱面上的n个环形支撑格栅，且第i个环形支撑格栅的外环面高于第i+1个环形支撑格栅的外环面，所述第i个环形支撑格栅能够先于所述第i+1个环形支撑格栅接触到热流体；每个所述环形支撑格栅的外环面上固定连接有一个环形导流板，所述环形导流板朝向热流体来流方向的面为凹弧形导流面，第i+1个环形支撑格栅上连接的环形导流板的凹弧形导流面能够将经过第i个环形支撑格栅的部分热流体垂直导流至热交换管束；其中，n为不小于2的自然数，i=1,2,…,n-1。

进一步地，所述支撑筒的轴线与所述热流体通道的轴线平行，所述环形导流板的凹弧形导流面为四分之一圆弧面，所述四分之一圆弧面一端的切线与所述支撑筒的轴线平行，所述四分之一圆弧面另一端的切线与所述支撑筒的轴线垂直。

进一步地，第i+1个环形支撑格栅上连接的环形导流板的凹弧形导流面半径小于第i个环形支撑格栅上连接的环形导流板的凹弧形导流面半径。

进一步地，第1个环形支撑格栅设于靠近所述支撑筒的第一端位置处，第n个环形支撑格栅设于靠近所述支撑筒的第二端位置处，所述支撑筒的第一端为朝向热流体来流方向的一端，所述支撑筒的第二端为背离热流体来流方向的一端。

进一步地，所述支撑筒包括直筒段和沿热流体来流方向扩张的扩张筒段，所述扩张筒段的小端与所述直筒段连接，n个所述环形支撑格栅间隔套接在所述扩张筒段的外柱面上。

进一步地，每个所述环形支撑格栅的内环面与所述支撑筒的外柱面通过焊接方式固定。

进一步地，每个所述环形支撑格栅的外环面与对应的所述环形导流板的一端通过焊接方式固定。

进一步地，所述环形支撑格栅由若干金属棒材交叉连接形成。

进一步地，所述支撑筒和所述热流体分配导流组件均采用不锈钢或合金制作。

与现有技术相比，本发明至少具有以下有益效果：

本发明提供的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，沿着热流体来流方向，套接在支撑筒的外柱面上的多个环形支撑格栅的外环面高度逐渐呈阶梯下降，且每个环形导流板的凹弧形导流面能够将经过前一个环形支撑格栅的部分热流体垂直导流至热交换管束。故在每一个环形支撑格栅截面处都有一部分热流体被导流，进入热交换管束进行换热；一部分热流体接着向后流动。因此，流入热流体导流装置的热流体气流便被热流体导流装置分股导流进入热交换管束，避免了热交换管束区局部无热流体气流，局部热流体气流过多的流动不均匀现象，增大了热交换管束换热区的换热面积利用率，提升了氦加热器的换热性能，有效的解决了热流体穿过换热区时流量分布不均匀，从而使部分换热区不能有效利用热流体热量，导致氦加热器换热性能下降的问题。

为使本发明的上述目的、特征和优点能更明显易懂，下文特举较佳实施例，并配合所附附图，作详细说明如下。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式中的技术方案，下面将对具体实施方式描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为无热流体导流装置时的热流体导流示意图；

图2为本发明实施例一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置的导流原理示意图；

图3为本发明实施例一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置的轴测图；

图4为本发明实施例一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置的半剖轴测图；

图5为本发明实施例一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置的主视图；

图6为本发明实施例一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置的侧视图；

图7为本发明实施例一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置的结构参数示意图。

图中：a-热交换管束；Ⅰ-无效换热区；1-支撑筒；2-热流体分配导流组件；20-环形支撑格栅；21-环形导流板。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明的是，航天发动机氦加热器是一个关键部件，用于加热超临界状态下的氦气。在该状态下，氦气有着极高的压力（大于5MPa），并且出口温度通常超过800K。同时，用于加热氦气的燃气温度更是高达1300K以上。在航天发动机中，氦加热器的作用是通过高温燃气将热量传递给氦气，使其达到所需的温度。因此燃气温度应高于1300K，以保证充裕的加热能力。这种氦加热器中的氦气高温加热过程对于航天发动机的正常运行至关重要，因为它能够解决发动机低马赫数下工作时，空气滞止能量不足，氦气温度过低无法推动涡轮做功的问题。

结合图2、图3、图4、图5和图6所示，本申请实施例提供了一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，该设计旨在优化热流体在氦加热器内的流动与分配，提高热交换效率，解决热流体穿过换热区时流量分布不均匀，从而使部分换热区不能有效利用热流体热量，导致氦加热器换热性能下降的问题。如图2所示，热流体导流装置包括支撑筒1和热流体分配导流组件2，支撑筒1位于由氦加热器的热交换管束a形成的热流体通道内（热交换管束a环绕于支撑筒1外），热流体分配导流组件2负责将热流体均匀分配至热交换管束a，实现高效的热交换。

如图2所示，热流体分配导流组件2包括沿热流体来流方向间隔套接在支撑筒1的外柱面上的n个环形支撑格栅20，且第i个环形支撑格栅20的外环面高于第i+1个环形支撑格栅20的外环面，第i个环形支撑格栅20能够先于第i+1个环形支撑格栅20接触到热流体。换言之，沿着热流体来流方向，套接在支撑筒1的外柱面上的n个环形支撑格栅20的外环面高度呈阶梯下降。

如图2所示，在每个环形支撑格栅20的外环面上固定连接有一个环形导流板21，环形导流板21朝向热流体来流方向的面为凹弧形导流面，第i+1个环形支撑格栅20上连接的环形导流板21的凹弧形导流面能够将经过第i个环形支撑格栅20的部分热流体垂直导流至热交换管束a。也就是说，沿着热流体来流方向，热流体在依次通过每个环形支撑格栅20的过程中，因为环形支撑格栅20的外环面高度呈阶梯下降，所以在每个环形支撑格栅20处，有一部分热流体会被对应的环形导流板21的凹弧形导流面直接垂直导流至热交换管束a。

需要说明的是，n为不小于2的自然数，i=1,2,…,n-1。

示例性的，如图7所示，沿热流体来流方向，在支撑筒1的外柱面上间隔套接有4个环形支撑格栅20，按照热流体来流方向依次记作第一环形支撑格栅、第二环形支撑格栅、第三环形支撑格栅和第四环形支撑格栅，在第一环形支撑格栅、第二环形支撑格栅、第三环形支撑格栅和第四环形支撑格栅的外环面上分别对应连接有第一环形导流板、第二环形导流板、第三环形导流板和第四环形导流板。环形支撑格栅20的外环半径与内环半径之差成为环形支撑格栅20高的度，用H表示。记第一环形支撑格栅、第二环形支撑格栅、第三环形支撑格栅和第四环形支撑格栅的高度分别为H1、H2、H3和H4，在本示例中应保证H1>H2>H3>H4。应当理解的是，可通过数值仿真手段，结合导流装置的具体尺寸大小，确定各个环形支撑格栅20高度之间的具体关系。

在该示例中，热流体导流装置安装在毛细管换热区内（即氦加热器的热交换管束a形成的热流体通道内）。毛细管换热区为圆筒状，围绕在热流体导流装置外，高温燃气（即热流体）气流流经热流体导流装置后，穿过毛细管换热区，与毛细管内的低温氦气换热以实现加热氦气的作用。具体而言，如图2所示，采用本示例所提出的热流体导流装置后，来流高温燃气（流速在50m/s左右）顺支撑筒1外柱面流动，依此穿过第一环形支撑格栅、第二环形支撑格栅、第三环形支撑格栅和第四环形支撑格栅，并被对应的第一环形导流板、第二环形导流板、第三环形导流板和第四环形导流板导流后，最终流动穿过毛细管换热区，与毛细管内的低温氦气换热，起到加热氦气的作用。详细的说，高速来流的高温燃气首先通过第一环形支撑格栅所在的截面，在该截面处，一小部分高温燃气流经第一环形导流板，大部分高温燃气通过第一环形支撑格栅上的气流面积向后流动，流经第一环形导流板的高温燃气沿着第一环形导流板的凹弧形导流面流动，被垂直（接近垂直）导流至毛细管换热区，使高温燃气可充分的流入该处的毛细管换热区，与毛细管内的低温氦气进行换热。穿过第一环形支撑格栅的高温燃气向后流动，到达第二环形支撑格栅的截面处，由于第一环形支撑格栅的高度大于第二环形支撑格栅的高度，即H1>H2，所以穿过第一环形支撑格栅靠近外环的气流，在第二环形支撑格栅截面处，可直接被第二环形导流板捕获。与第一环形导流板的工作原理相同，被第二环形导流板捕获的高温燃气同样被导流，以接近垂直于毛细管区表面的方向流入毛细管区，与该处毛细管内的低温氦气换热。同理，穿过第二环形支撑格栅的高温燃气向后流动，到达第三环形支撑格栅的截面处，由于第二环形支撑格栅的高度大于第三环形支撑格栅的高度，即H2>H3，所以穿过第二环形支撑格栅靠近外环的气流，在第三环形支撑格栅截面处，可直接被第三环形导流板捕获并以接近垂直于毛细管区表面的方向流入毛细管区，与该处毛细管内的低温氦气换热。同理于上述导流过程，完成高温燃气导流。

如图1所示，若不使用本发明热流体导流装置所提出的环形支撑格栅20加环形导流板21的导流结构，仅有类似于锥形面的简单气流导引结构。则来流高温燃气沿锥形面的外表面以接近氦加热器轴线的角度向后流动。此时，气流的流动方向与毛细管换热区表面几乎平行。如此便导致高温燃气气流集中在毛细管换热区的后段穿过毛细管换热区，而毛细管换热区的前段（即无效换热区Ⅰ，靠近锥形面的小端处）仅有极少量的气流通过。因此，便浪费了毛细管换热区前段的换热面积，使氦加热器的换热性能大大降低。

在上述实施例的基础上，作为更加优选的实施例，结合图2至图6所示，支撑筒1的轴线与热流体通道的轴线平行。较佳地，支撑筒1的轴线与热流体通道的轴线重合。本实施例中，环形导流板21的凹弧形导流面为四分之一圆弧面，四分之一圆弧面一端的切线与支撑筒1的轴线平行，四分之一圆弧面另一端的切线与支撑筒1的轴线垂直。环形导流板21的凹弧形导流面为四分之一圆弧面，其设计具有一定的几何特点。一方面，一端的切线与支撑筒1的轴线平行，这使得热流体能够平滑地流入导流面；另一方面，另一端的切线与支撑筒1的轴线垂直，这有助于热流体被垂直导流至热交换管束a。也就是说，由于环形导流板21的截面为四分之一的圆弧面，并且环形导流板21在气流出口处的一段圆弧的切线与支撑筒1的轴向垂直，故该处的燃气气流的流动方向被改变为接近垂直于热交换管束a形成的热流体通道（毛细管换热区）内表面的方向，使高温燃气可充分的流入该处的毛细管换热区，与毛细管内的低温氦气进行换热。

具体地说，四分之一圆弧面能够有效地引导流体按照特定的方向流动，保证导流结束后气流的速度方向与毛细管换热区的内表面垂直，提升导流效果，还可使来流高温气流被平滑的导流，减少流体在流动过程中的阻力和能量损失。其次，这种设计还能够使流体在流动过程中更加平稳，减少因流体湍流或涡旋而产生的噪音和振动。此外，四分之一圆弧面的设计还具有一定的结构强度，能够承受一定的压力和冲击，这使得环形导流板21在恶劣的工作环境下也能保持良好的工作性能。同时，这种设计还相对简单，易于制造和安装，降低了生产成本和维护难度。

在一实施例中，如图2所示，第i+1个环形支撑格栅20上连接的环形导流板21的凹弧形导流面半径小于第i个环形支撑格栅20上连接的环形导流板21的凹弧形导流面半径。换言之，本实施例中的环形导流板21半径沿热流体来流方向逐渐减小。具体地说，通过设定环形导流板21半径逐渐减小的方式，可以达到在改变高温燃气气流方向达到导流效果的同时，还可减轻环形导流板21的重量，进而减轻热流体导流装置的整体重量。

示例性的，如图7所示，第一环形导流板、第二环形导流板、第三环形导流板和第四环形导流板的凹弧形导流面的圆弧直径分别为D1、D2、D3、D4，在本示例中通过设定D1>D2>D3>D4，来达到改变气流方向达到导流效果的同时减轻挡板的重量。

优选的，将第1个环形支撑格栅20设于靠近支撑筒1的第一端位置处，将第n个环形支撑格栅20设于靠近支撑筒1的第二端位置处，需要说明的是，支撑筒1的第一端能够先于第二端接触到热流体。这样的设计可以更好的将热流体均匀分配至热交换管束a，实现高效的热交换。

在一实施例中，结合图2至图6所示，支撑筒1包括直筒段10和沿热流体来流方向扩张的扩张筒段11，扩张筒段11的小端与直筒段10连接，n个环形支撑格栅20间隔套接在扩张筒段11的外柱面上。具体地说，支撑筒1包括扩张筒段11，扩张筒段11本身可以起到一定的辅助导流作用，能够使得导流效果更好。

应当理解的是，支撑筒1的两端面不封闭，用以与组合发动机内部的其它部件连接。此处不做赘述。

在一实施例中，环形支撑格栅20的内环面与支撑筒1的外柱面通过焊接方式固定，确保结构的稳定性和可靠性。同样，环形支撑格栅20的外环面与对应的环形导流板21的一端也通过焊接方式固定，这种焊接连接方式既牢固又可靠，能够承受高温高压的工作环境。

在一实施例中，环形支撑格栅20由若干金属棒材交叉连接形成，示例性的，各环形支撑格栅20由交叉相连的金属棒材一体化成型工艺制作，环形支撑格栅20上的金属棒材将环形支撑格栅20的面积分为支撑面积与气流面积，在起到支撑挡板作用的同时也可使气流通过。

在一实施例中，支撑筒1和热流体分配导流组件2均采用不锈钢或合金制作。具体地说，合金为高温合金，高温合金是指以铁、镍、钴为基，能在600℃以上的高温及一定应力作用下长期工作的一类金属材料，具有优异的高温强度，良好的抗氧化和抗热腐蚀性能，良好的疲劳性能、断裂韧性等综合性能，又被称为“超合金”，主要应用于航空航天领域和能源领域。不锈钢以及高温合金这些材料具有良好的耐高温、耐腐蚀性能，能够满足氦加热器的工作环境要求。

应当理解的是，本发明并不限制环形支撑格栅20与对应环形导流板21的数量，但环形支撑格栅20与环形导流板21应一一对应，环形支撑格栅20与环形导流板21的具体数量应根据导流效果与燃气流动压降的限制综合确定。沿支撑筒1的气体流动轴向方向，本发明通过使环形支撑格栅20的外环面高度逐渐减小+环形导流板21将高温燃气垂直导流至毛细管换热区的手段，保证了多股高温燃气分流导流的效果，避免了毛细管换热区局部无气流，局部气流过多的流动不均匀现象，提升了氦加热器的换热性能。本发明可实现高温来流燃气分股导流的效果，增大毛细管换热区的换热面积利用率，从而提高氦加热器的换热性能。

在本发明的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或彼此可通讯；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，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触，或第一和第二特征通过中间媒介间接接触。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，或仅仅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，或仅仅表示第一特征水平高度小于第二特征。

在本发明中，术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或示例以及不同实施例或示例的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上所述实施例，仅为本发明的具体实施方式，用以说明本发明的技术方案，而非对其限制，本发明的保护范围并不局限于此，尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，其依然可以对前述实施例所记载的技术方案进行修改或可轻易想到变化，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改、变化或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明实施例技术方案的精神和范围，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (9)

1.一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，包括：

支撑筒(1)，其位于由氦加热器的热交换管束(a)形成的热流体通道内；

热流体分配导流组件(2)，其包括沿热流体来流方向间隔套接在所述支撑筒(1)的外柱面上的n个环形支撑格栅(20)，且第i个环形支撑格栅(20)的外环面高于第i+1个环形支撑格栅(20)的外环面，所述第i个环形支撑格栅(20)能够先于所述第i+1个环形支撑格栅(20)接触到热流体；每个所述环形支撑格栅(20)的外环面上固定连接有一个环形导流板(21)，所述环形导流板(21)朝向热流体来流方向的面为凹弧形导流面，第i+1个环形支撑格栅(20)上连接的环形导流板(21)的凹弧形导流面能够将经过第i个环形支撑格栅(20)的部分热流体垂直导流至热交换管束(a)；其中，n为不小于2的自然数，i＝1,2,…,n-1。

2.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，所述支撑筒(1)的轴线与所述热流体通道的轴线平行，所述环形导流板(21)的凹弧形导流面为四分之一圆弧面，所述四分之一圆弧面一端的切线与所述支撑筒(1)的轴线平行，所述四分之一圆弧面另一端的切线与所述支撑筒(1)的轴线垂直。

3.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，第i+1个环形支撑格栅(20)上连接的环形导流板(21)的凹弧形导流面半径小于第i个环形支撑格栅(20)上连接的环形导流板(21)的凹弧形导流面半径。

4.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，第1个环形支撑格栅(20)设于靠近所述支撑筒(1)的第一端位置处，第n个环形支撑格栅(20)设于靠近所述支撑筒(1)的第二端位置处，所述支撑筒(1)的第一端为朝向热流体来流方向的一端，所述支撑筒(1)的第二端为背离热流体来流方向的一端。

5.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，所述支撑筒(1)包括直筒段(10)和沿热流体来流方向扩张的扩张筒段(11)，所述扩张筒段(11)的小端与所述直筒段(10)连接，n个所述环形支撑格栅(20)间隔套接在所述扩张筒段(11)的外柱面上。

6.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，每个所述环形支撑格栅(20)的内环面与所述支撑筒(1)的外柱面通过焊接方式固定。

7.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，每个所述环形支撑格栅(20)的外环面与对应的所述环形导流板(21)的一端通过焊接方式固定。

8.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，所述环形支撑格栅(20)由若干金属棒材交叉连接形成。

9.根据权利要求1所述的一种航天发动机燃烧-换热一体化氦加热器用热流体导流装置，其特征在于，所述支撑筒(1)和所述热流体分配导流组件(2)均采用不锈钢制作。