CN109373351A - 直管式火箭发动机燃烧室及动力驱动装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直管式火箭发动机燃烧室，包括依次连接的喷注器、直管式的火焰筒；所述喷注器的一侧设有燃料入口管、注水管、液氧入口管，另一侧设有对准火焰筒内的燃料喷管、水喷管、液氧喷管；所述火焰筒包括至少两个能够拆卸连接的分筒，本发明还提供采用该燃烧室的动力驱动装置。本发明的有益效果：火焰筒均采用分段式连接，若其中分筒发生损坏，可进行针对性的更换，无需更换整租设备，降低了成本。

Description

直管式火箭发动机燃烧室及动力驱动装置

技术领域

本发明涉及一种动力驱动设备及采用该驱动设备的装置，尤其涉及的是一种火箭发动机燃烧室及动力驱动装置。

背景技术

现有液体火箭发动机推力装置由于燃烧室内部火焰温度极高，部分损坏就要更换整套装置，成本高，液态燃料冷却管壁的冷却有限，燃烧室及喷管结构难以承受其高温，可靠工作时长较短，可重复利用率低。

如，申请号为201810005871.0的专利，公开了一种航空发动机燃烧室的冷却结构，其特征在于，包括筒壁，所述筒壁开设有多个气膜冷却孔和多个参混孔，所述气膜冷却孔与所述参混孔间隔设置，沿所述筒壁的周向上，所述筒壁的内壁面的截面和所述筒壁的外壁面的截面均呈波浪形，所述气膜冷却孔与所述参混孔均贯穿所述内壁面及所述外壁面。该申请采用的是将气体引入气膜冷却孔，混合燃烧室内的气体，实现降温的目的，但空冷的效果并不理想，仍然会存在部分损坏就要更换整套装置的情况。

再者，现有效率较高的发电机组多为燃气轮机发电机组，燃气轮机发电机组整体结构复杂，燃气轮机由压气机、燃烧室和涡轮组成，涡轮为主要做功部件，而压气机部件需要对空气进行增压做功，会消耗大量的涡轮功，效率偏低，燃气轮机应用燃油或燃气等与空气进行燃烧反应，由于空气中含有大量的氮气，燃烧过程易产生氮氧化物等污染性气体。

发明内容

本发明所要解决的技术问题在于提供了一种解决上述背景技术中重复利用率低的直管式火箭发动机燃烧室及动力驱动装置。

本发明是通过以下技术方案解决上述技术问题的：本发明公开一种直管式火箭发动机燃烧室，包括依次连接的喷注器、直管式的火焰筒；所述喷注器的一侧设有燃料入口管、注水管、液氧入口管，另一侧设有对准火焰筒内的燃料喷管、水喷管、液氧喷管；所述火焰筒包括至少两个能够拆卸连接的分筒，所述分筒上均设有第一进水管。

优选的，所述喷注器包括三个层叠在一起的燃料层、注水层、液氧层，燃料层、注水层、液氧层的内部均为空腔，燃料入口管设置在燃料层的空腔一侧，另一侧设有燃料喷管，注水管设置在注水层的空腔的一侧，另一侧设有水喷管，液氧入口管设置在液氧层的空腔的一侧，另一侧设有液氧喷管。

优选的，所述火焰筒为直管式结构，相邻分筒之间采用法兰连接，所述分筒上均设有第一进水管。

优选的，所述分筒包括外壁、内壁，外壁与内壁之间构成储水腔室，所述第一进水管设置在外壁上，内壁设有气膜孔。

优选的，所述外壁均为两个半圆形结构对接而成。

优选的，所述气膜孔的直径小于等于1mm。

优选的，还包括安装在火焰筒尾部的涡轮，涡轮头部装有整流锥，涡轮尾部依次连接减速机、高速电机。

优选的，还包括换热器，连接在涡轮尾部，所述燃料入口管、注水管、液氧入口管经过换热器。

优选的，燃料入口管、注水管、液氧入口管、第一进水管上均设有工质泵及压力调节阀。

本发明还提供一种采用所述直管式火箭发动机燃烧室的动力驱动装置，动力驱动装置包括壳体、火箭发动机燃烧室、控制器、燃料输送泵组总成、液氧输送泵组总成、水输送泵组总成，火箭发动机燃烧室设置在壳体内部的尾端，燃料输送泵组总成、液氧输送泵组总成、水输送泵组总成依次排列在壳体内部的中段，并分别通过燃料入口管、液氧入口管、水入口管与燃烧器相连，控制箱设置在头端，并与燃料输送泵组总成、液氧输送泵组总成、水输送泵组总成电控相连。

本发明相比现有技术具有以下优点：

(1)本发明中的火焰筒采用分段式连接，由于内部延火焰方向温度分布不同，可根据温度分布将燃烧管壁分为高温区及次高温区，高温区外管壁寿命更小，从而到达寿命后只需更换此高温区的燃烧喷管，从维修维护角度燃烧室的更换成本更低，重复利用率高；

(2)且每一段上均设有进冷却水的管，有利于外壁冷却水压力的均匀分布，能够分段式的调节该发动机燃烧室的温度，冷却效果好；

(3)燃烧段注入的水及管壁冷却用的水在高温作用下变为过热蒸汽，蒸汽及燃烧反应生成的水及二氧化碳共同构成燃气，其中水蒸气占绝大部分，经过收缩扩张喷管后会以超音速喷出，形成高速、高温及高压燃气，可以对涡轮段做功，涡轮轴带动电机轴，从而将机械能转化为电能；

(4)涡轮出来的高温尾气可以通过换热气，利用余热将天然气及氧由液态变为气态，水也变成了高温水，提高整个燃烧室的热利用率。

附图说明

图1是本发明实施例直管式火箭发动机燃烧室的结构示意图；

图2是本发明实施例中喷注器的结构示意图；

图3是本发明实施例直管式火箭发动机燃烧室的***示意图；

图4是动力驱动装置的结构示意图。

图中标号：喷注器1、燃料层11、燃料入口管111、燃料喷管112、注水层 12、注水管121、水喷管122、液氧层13、液氧入口管131、液氧喷管132、工质泵14、

火焰筒2、分筒21、外壁211、内壁212、第一进水管2111，气膜孔2121、涡轮3、整流锥31、高速电机32、换热器33、

壳体4、控制器5、燃料输送泵组总成6、燃料箱61、第一泵62、第一电池 63、液氧输送泵组总成7、液氧箱71、第二泵72、第二电池73、水输送泵组总成8、水箱81、、第三泵82、第三电池83。

具体实施方式

下面对本发明的实施例作详细说明，本实施例在以本发明技术方案为前提下进行实施，给出了详细的实施方式和具体的操作过程，但本发明的保护范围不限于下述的实施例。

如图1所示，结合图2、3所示，本实施例直管式火箭发动机燃烧室包括依次连接的喷注器1、火焰筒2，所述喷注器1的一侧设有燃料入口管111、注水管121、液氧入口管131，另一侧设有对准火焰筒2内的燃料喷管112、水喷管 122、液氧喷管132；所述火焰筒2包括至少两个能够拆卸连接的分筒21。

本发明中的火焰筒2采用分段式连接，若需更换，无需废弃整个装置，只需更换损坏的分筒21，降低了成本。

如图2所示，所述喷注器1包括三个层叠在一起的燃料层11、注水层12、液氧层13，燃料层11、注水层12、液氧层13的内部均为空腔，燃料入口111 管设置在燃料层11的空腔一侧，另一侧设有燃料喷管112，注水管121设置在注水层12的空腔的一侧，另一侧设有水喷管122，液氧入口管131设置在液氧层13的空腔的一侧，另一侧设有液氧喷管132。具体的，如图中由左往右，第一个夹层为喷注液化天然气(LNG)，第二个夹层为喷注水，第三个夹层为喷注液氧，每个夹层为不同口径的喷管，并且每层的水腔会避开其它层的喷管，所有的喷管对准火焰筒2内部。

如图3所示，所述火焰筒2为直管式结构，相邻分筒21之间采用法兰连接，所述分筒上均设有第一进水管2111，每一个分筒21包括外壁211、内壁212，外壁与内壁之间构成储水腔室，具体的，第一进水管2111设置在外壁211上，第一进水管2111上设有压力调节阀，能够分段式的调节该发动机燃烧室的温度，冷却效果好，内壁设有气膜孔2121，其中每个分筒21的外壁均为两个半圆形结构对接而成。此处，以两个分筒21为例。

火焰筒2分段式的调节该发动机燃烧室的温度，冷却效果好。

所述火焰筒2内部设有点火装置22，用于燃气点火。

所述气膜孔2121的直径小于等于1mm，水或者水蒸气可以通过气膜孔2121 从内外壁或内外层形成的储水腔室流入燃烧室。

燃料入口管111、注水管121、液氧入口管131均设有工质泵14及压力调节阀，可通过压力控制来调节每段的水量，可根据尾气成分调节水与燃料的比重，使得尾气中硫及氮氧化物的排放量被控制在标准范围之内。

如图1所示，还包括安装在火焰筒2尾部的涡轮3，涡轮3尾部依次连接减速机、高速电机32，减速机就采用现有技术中即可。涡轮3头部还可以装有整流锥31(图中未示出)。还包括换热器33，连接在涡轮3尾部，所述燃料入口管111、注水管121、液氧入口管131经过换热器33，天然气、水及液氧由燃料入口管111、注水管121、液氧入口管131进入，经过换热器33，天然气及液氧由液态变为气态，水变成高温水。

直管式的发动机燃烧室可与亚音速涡轮及跨音速涡轮匹配，其效率更高。

另外，非直管的使用可实现此火箭发动机除了发电外的其它用途，如产生推力，用于地面及海上平台，具有多种用途。

本发明的工作过程：

液化天然气、液氧和水通过换热器33后温度升高，涡轮尾气变成低温尾气，天然气及氧由液态变为气态，天然气、氧气及水通过喷注器1会一同喷注到火焰筒2内进行燃烧反应，另一部分水通过第一进水管2111注入分段式的火焰筒 2，每段的水量由管壁温度，通过调节压力调节阀进行控制。火焰筒2注入的水及分筒21上用于冷却的水在高温作用下变为过热蒸汽，蒸汽及燃烧反应生成的水及二氧化碳共同构成燃气，可以对涡轮3段做功，涡轮3轴带动高速电机32 的电机轴，从而将机械能转化为电能。涡轮3出来的高温尾气可以通过换热器 33，将余热进行利用。

加入了高速电机32，与燃气轮机相比省区了压气机，并接入换热器33，增加回热方式充分利用高温尾气的热能，提高了***效率。

燃料为液化天然气及液氧，与水的掺混燃烧提高了火焰稳定性，降低了噪声，与管壁分段式水冷方式的结合进一步降低了火焰温度，从而降低火焰筒2 壁及涡轮3的温度，提高了高温部件的使用寿命，燃气尾气主要为水蒸气及少量二氧化碳，无氮氧化物等污染性气体，节能环保。

整体采用单元体设计方法，具有很高的可维护性，且适用于多种不同工况场合，火焰筒2的水冷分段式设计进一步提高了其可维护性。

另外，火焰筒2注入的水及分筒21上用于冷却的水可以是纯净的水，还可以是污水，达到处理复杂组分污水的作用，将污水参与到燃烧过程中，利用燃烧产生的高温，将污水气化为过热蒸汽，并释放到大气中，从而使得污水参与到自然的水循环过程，而污水中的多种复杂组分会参与燃烧或者以微小颗粒的形式排放致大气中，并沉降到地表。

再者，还可以在高速喷管尾部安装涡轮，涡轮头部装有整流锥，涡轮尾部依次连接减速机、高速电机，用作发电机使用。

如图4所示，本发明还提供一种采用能够处理复杂组分的火箭发动机燃烧器及动力驱动装置，动力驱动装置包括壳体4、燃烧器、控制器5、燃料输送泵组总成6、液氧输送泵组总成7、水输送泵组总成8，燃烧室设置在壳体4内部的尾端，燃料输送泵组总成6、液氧输送泵组总成7、水输送泵组总成8依次排列在壳体内部的中段，并分别通过燃料入口管111、液氧入口管121、水入口管 131与燃烧器相连，控制器5设置在头端，并与燃料输送泵组总成6、液氧输送泵组总成7、水输送泵组总成8电控相连，该控制器5为现有技术中产品，如 PLC控制器，旨在控制燃料输送泵组总成6、液氧输送泵组总成7、水输送泵组总成8的工作状态。

燃料输送泵组总成6包括燃料箱61、设置在燃料入口管111上的第一泵62 以及驱动第一泵62运转的第一电池63；液氧输送泵组总成7包括液氧箱71、设置在液氧入口管121上的第二泵72以及驱动第二泵72运转的第二电池73；水输送泵组总成8包括水箱81、设置在水入口管131上的第三泵82以及驱动第三泵82运转的第三电池83。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，包括依次连接的喷注器、直管式的火焰筒；所述喷注器的一侧设有燃料入口管、注水管、液氧入口管，另一侧设有对准火焰筒内的燃料喷管、水喷管、液氧喷管；所述火焰筒包括至少两个能够拆卸连接的分筒。

2.根据权利要求1所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述喷注器包括三个层叠在一起的燃料层、注水层、液氧层，燃料层、注水层、液氧层的内部均为空腔，燃料入口管设置在燃料层的空腔一侧，另一侧设有燃料喷管，注水管设置在注水层的空腔的一侧，另一侧设有水喷管，液氧入口管设置在液氧层的空腔的一侧，另一侧设有液氧喷管。

3.根据权利要求1所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述火焰筒为直管式结构，相邻分筒之间采用法兰连接，所述分筒上均设有第一进水管。

4.根据权利要求3所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述分筒包括外壁、内壁，外壁与内壁之间构成储水腔室，所述第一进水管设置在外壁上，内壁设有气膜孔。

5.根据权利要求4所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述外壁均为两个半圆形结构对接而成。

6.根据权利要求4所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，所述气膜孔的直径小于等于1mm。

7.根据权利要求1所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，还包括安装在火焰筒尾部的涡轮，涡轮头部装有整流锥，涡轮尾部依次连接减速机、高速电机。

8.根据权利要求7所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，还包括换热器，连接在涡轮尾部，所述燃料入口管、注水管、液氧入口管经过换热器。

9.根据权利要求1所述的直管式火箭发动机燃烧室，其特征在于，燃料入口管、注水管、液氧入口管、第一进水管上均设有工质泵及压力调节阀。

10.一种采用上述权利要求1-9任一所述直管式火箭发动机燃烧室的动力驱动装置，其特征在于，动力驱动装置包括壳体、火箭发动机燃烧室、控制器、燃料输送泵组总成、液氧输送泵组总成、水输送泵组总成，火箭发动机燃烧室设置在壳体内部的尾端，燃料输送泵组总成、液氧输送泵组总成、水输送泵组总成依次排列在壳体内部的中段，并分别通过燃料入口管、液氧入口管、水入口管与燃烧器相连，控制箱设置在头端，并与燃料输送泵组总成、液氧输送泵组总成、水输送泵组总成电控相连。