分段式火箭发动机燃烧室及动力驱动装置的制作方法

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。

技术实现要素：

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分段式火箭发动机燃烧室及采用该燃烧室的动力驱动装置。

本发明是通过以下技术方案解决上述技术问题的：本发明分段式火箭发动机燃烧室，包括依次连接的喷注器、火焰筒、高速喷管；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，所述高速喷管包括至少两个能够拆卸连接的分管，所述分管上均设有第二进水管。

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，每一个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，第一进水管设在在外壁上，内壁设有气膜孔，外壁为两个半圆形结构对接而成。

优选的，所述高速喷管为变直径管式结构，相邻分管之间采用法兰连接，每一个分管均设有第二进水管。

优选的，所述分管包括外层、内层，外层与内层之间构成储水腔室，第二进水管设置在外层上，内层设有气膜孔，外层由两个镜像的结构对接而成。

优选的，所述气膜孔的直径小于等于1mm。

优选的，还包括安装在高速喷管尾部的涡轮，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。

本发明还提供一种采用所述分段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、高速喷管均采用分段式连接，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是本发明实施例分段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是本发明实施例分段式火箭发动机燃烧室的爆炸示意图；

图4是动力驱动装置结构示意图。

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、高速喷管3、分管31、外层311、内层312、第二进水管3111、

涡轮4、整流锥41、高速电机42、换热器43。

壳体5、控制器6、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，本实施例分段式火箭发动机燃烧室包括依次连接的喷注器1、火焰筒2、高速喷管3，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，所述高速喷管3包括至少两个能够拆卸连接的分管31。

本发明中的火焰筒2、高速喷管3均采用分段式连接，若需更换，无需废弃整个装置，只需更换损坏的分筒21或者分管31，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，每一个分筒21包括外壁211、内壁212，外壁211与内壁212之间构成储水腔室，所述分筒21上均设有第一进水管2111，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，可以根据燃烧室温度进行调节水进入量。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。

如图3所示，所述高速喷管3为变直径管式结构，相邻分管31之间采用法兰连接，每一个分管31包括外层311、内层312，外层与内层之间构成储水腔室，所述分管上均设有第二进水管3111，具体的，第二进水管3111设置在外层上，第二进水管3111上设有压力调节阀，可以根据燃烧室温度进行调节水进入量，内层312设有气膜孔2121，其中每个分管31的外层均为两个镜像的结构对接而成，因高速喷管3为变直径的关系，每一个分管31的形态不同，但结构组成相同。此处高速喷管3可以是拉瓦尔喷管，推力喷管等，可实现高马赫数，燃气由亚音状态进入超音，对应的，可采用冲击式涡轮等超音速涡轮。图中只显示与火焰筒2相连接的一个分管31。

火焰筒2与高速喷管3采用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，还包括安装在高速喷管3尾部的涡轮4，涡轮4尾部依次连接减速机(图中未示出)、高速电机42，减速机就采用现有技术中即可。涡轮4头部还装有整流锥41。还包括换热器43，连接在涡轮4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43，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43，天然气及液氧由液态变为气态，水变成高温水。

本发明的工作过程：

液化天然气、液氧和水通过换热器43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或/和第二进水管3111注入分段式的火焰筒2及高速喷管3，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及高速喷管3注入的水及分筒21和分管31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，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4段做功，涡轮4轴带动高速电机42的电机轴，从而将机械能转化为电能。涡轮4出来的高温尾气可以通过换热器43，将余热进行利用。

加入了高速电机42，与燃气轮机相比省去了压气机，并接入换热器43，增加回热方式充分利用高温尾气的热能，提高了系统效率。

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、高速喷管3及涡轮4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及高速喷管3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及高速喷管3注入的水及分筒21和分管31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。

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的动力驱动装置，动力驱动装置包括壳体5、燃烧器、控制器6、燃料输送泵组总成7、液氧输送泵组总成8、水输送泵组总成9，燃烧室设置在壳体5内部的尾端，燃料输送泵组总成7、液氧输送泵组总成8、水输送泵组总成9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6设置在头端，并与燃料输送泵组总成7、液氧输送泵组总成8、水输送泵组总成9电控相连，该控制器6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7、液氧输送泵组总成8、水输送泵组总成9的工作状态。

燃料输送泵组总成7包括燃料箱71、设置在燃料入口管111上的第一泵72以及驱动第一泵72运转的第一电池73；液氧输送泵组总成8包括液氧箱81、设置在液氧入口管121上的第二泵82以及驱动第二泵82运转的第二电池83；水输送泵组总成9包括水箱91、设置在水入口管131上的第三泵92以及驱动第三泵92运转的第三电池93。

该动力驱动装置主要用于发电、地面海上平台、舰船等的动力驱动。

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。