CN116378852A - 一种空天发动机地面实验燃气冷却装置 - Google Patents
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Abstract
一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，包括针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置或针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置；具体包括燃气冷却系统和与之连接的供液系统、供冷系统、抽真空系统；利用低温液氮提供的冷能，利用水箱或碱性溶液箱供液，在非试车时间进行循环流动制冰，通过喷嘴径向移动控制冰层厚度制成冰通道；在试车时间，由抽真空系统制造低压环境，冰通道对于燃气进行快速降温，冰层融化及吸收有害气体后的溶液进行回收利用；本发明密封性好，冷却效率高，流程简单，免于拆卸，制冰所需过冷度更小，避免结构烧蚀，水资源利用率高，环境危害小，溶液制冰凝固点高，制冰效率高。
Description
技术领域
本发明涉及火箭发动机燃气后处理技术领域，具体涉及一种空天发动机地面实验燃气冷却装置。
背景技术
在火箭发射及空天发动机地面实验过程中，产生的高温(滞止温度超过3000K)、高速(喷管出口速度超过2000m·s-1)的燃气若不加处理，会对周围设施及环境造成极大的破坏。对于固体火箭发动机而言，更会产生大量有毒HCl气体及质量分数超过30％的熔融氧化铝颗粒，对于周围空气、水源等造成污染。另外，空天发动机地面实验需要通过引射系统创造一个低压环境，从而模拟发动机在高空运行的情况，如何能够在维持低压环境的同时，高效、绿色、低成本地对发动机燃气进行后处理是问题的关键。
传统的燃气后处理方法主要采取水处理，使用水槽、喷雾水等方式对燃气进行降温、降速和污染沉降，但水处理系统存在许多问题，如水流动系统规模大、消耗时间长、降温效率低、降温所用水量大、需要进行废水处理等，且水处理系统不封闭，易影响低压环境。已开展的研究表明，使用冰作为燃气冷却介质，冷却效率高，耗水量低。
常规的制取冰通道的手段(CN201910101422.0，名称为：一种冰芯制备装置和方法)是通过模具进行制冰，将制冰所用的水装入模具中，通过冷头向其中加入冷量，制成冰通道后进行拔模。常规手段的缺点是在不同的火箭发动机的不同工况下需要制定不同大小的模具，将冰通道安装于火箭发动机喷管后，使用后需要拆卸重制，对于较大推力的火箭发动机，使用冰通道的过程步骤过于繁琐；另外针对固体火箭发动机，降温过程中需要喷淋碱性溶液对有毒气体进行吸收，高温燃气容易对喷嘴等结构产生烧蚀。
发明内容
为了克服上述现有技术的缺点，本发明的目的在于提供了一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，在使用冰通道对于燃气进行高效处理的同时，维持低压环境；免于拆卸，无需模具，操作简便，制冰所需过冷度更小。
为了达到上述目的，本发明采取的技术方案为：
一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，包括针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置或针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置；
所述的针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置，包括燃气冷却系统1和与之连接的供液系统2、供冷系统3、抽真空系统4；
燃气冷却系统1包括液体的火箭发动机5，火箭发动机5竖直放置于由水平支撑支架6上，水平支撑支架6连接在竖直支撑支架7的顶部，竖直支撑支架7上部固定有喷淋装置9；喷淋装置9下方的竖直支撑支架7内部固定有冷却筒15，冷却筒15顶部通过金属导流器8和火箭发动机5的发动机喷管连接，冷却筒15筒壁设有金属夹层，金属夹层和供冷系统3连接；竖直支撑支架7的下方连接有气液分离器16，气液分离器16底部通过回收管路17与供液系统2连接，气液分离器16顶部与抽真空系统4连接；
供液系统2包括水箱18、水阀19、水泵20，水箱18经水阀19、水泵20与喷淋装置9连接；
供冷系统3包括低温液氮储罐21、液氮泵22、低温阀23，低温液氮储罐21经液氮泵22、低温阀23与冷却筒壁15的金属夹层连接；
抽真空系统4包括燃气发生器24、引射器25、扩压器26，燃气发生器24与引射器25主射方向连接，引射器25与扩压器26连接，引射器25被引射方向与气液分离器16顶部连接。
所述的针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置，除了气液分离器16底部间隔过滤网27后通过回收管路17与供液系统2连接，供液系统2的水泵20入口还经碱性溶液阀29和碱性溶液箱28连接，其它结构和针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置相同。
所述的喷淋装置9包括第一同心圆形支架11、第二同心圆形支架12，第一同心圆形支架11和第二同心圆形支架12之间连接导轨10，导轨10上设有喷嘴13。
所述的导轨10、第一同心圆形支架11和第二同心圆形支架12采用钢材质，喷嘴13的喷嘴角度可调，向壁面倾斜。
所述的液体的火箭发动机5连接有低温燃料管路。
所述的水平支撑支架6、竖直支撑支架7采用不锈钢材质，竖直支撑支架7的长度与宽度根据需要调整。
所述的冷却筒壁15采用钢材质，靠近燃气一侧采用盘管、波纹、翅片等形式以强化换热。
所述的对于固体火箭发动机的气液分离器底部滤网27采用细密金属材质，过滤直径为微米级别。
所述的碱性溶液阀29与水泵20耐碱腐蚀，碱性溶液箱28内工作液体为浓度3～5％的碱溶液。
所述的液氮泵22、低温阀23须满足制冷剂温度要求；对于液体的火箭发动机5，工作温区77K，采用低温法兰连接于传输管路。
本发明的有益效果：
本发明采用金属导流器8连接冰通道与发动机喷管，对空天发动机燃气进行降温，相对于水喷淋方案密封性更好，有利于发动机喷管低压环境的维持。
高温高速燃气进入冰通道后直接与冷却筒壁15筒壁的冰层14接触，冰面在湍流脉动及固体火箭发动机燃气中的颗粒作用下被冲刷，从而与燃气充分接触，冰迅速吸收燃气中的热量，使得燃气温度迅速下降；使用冰通道作为冷却装置，冷却效果好，耗水量少，同时亦有显著的减速降噪效果。
使用流水式制冰方式，将冷却筒竖直放置，水在重力的作用下在冷却筒筒壁面上不断流动，最终壁面上冰的厚度逐渐增加。相较于模具制冰，在使用冰通道对于燃气进行高效处理的同时，有效简化流程，免于拆卸，无需模具，操作简便，同时制冰所需过冷度更小，适用于多种工况。
对于固体的火箭发动机，喷淋装置9在非试车过程中喷淋碱性溶液进行制冰，在保持有害气体HCl的高吸收效率的同时，避免了高温燃气对于喷淋装置9及喷嘴13等管路结构的烧蚀。
在非试车时间的制冰过程中，未能结冰的水或碱性溶液流出冷却筒15后可由回收管路17进入水箱18中循环喷淋进行制冰。在试车时间，冰层融化产生的水或吸收HCl后产生的盐溶液可收集用于后续制冰。循环利用水及溶液，将固体颗粒过滤收集，在节约资源的同时减少了环境污染，回收的溶液凝固点相较于水更高。
综上，本发明提出的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置密封性好，能够维持低压环境，冷却效率高，流程简单，免于拆卸，制冰所需过冷度更小，可避免结构烧蚀，水资源利用率高，环境危害小，溶液制冰凝固点高，具备可观的应用前景。
附图说明
图1为本发明实施例1针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置的示意图。
图2为本发明实施例2针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置的示意图。
具体实施方式
下面结合附图和实施例对本发明做详细描述。
实施例1，参照图1，一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，包括针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置或针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置；
所述的针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置，包括燃气冷却系统1和与之连接的供液系统2、供冷系统3、抽真空系统4；燃气冷却系统1包括液体的火箭发动机5、水平支撑支架6、竖直支撑支架7、金属导流器8、喷淋装置9、冷却筒壁15、气液分离器16；火箭发动机5竖直放置于由水平支撑支架6上，水平支撑支架6连接在竖直支撑支架7的顶部，竖直支撑支架7上部固定有喷淋装置9；喷淋装置9下方的竖直支撑支架7内部固定有冷却筒15，冷却筒15顶部通过金属导流器8和火箭发动机5的发动机喷管连接，冷却筒15筒壁设有金属夹层，金属夹层和供冷系统3连接；竖直支撑支架7的下方连接有气液分离器16，气液分离器16底部通过回收管路17与供液系统2连接，气液分离器16顶部与抽真空系统4连接；供液系统2包括水箱18、水阀19、水泵20，水箱18经水阀19、水泵20与喷淋装置9连接；供冷系统3包括低温液氮储罐21、液氮泵22、低温阀23，低温液氮储罐21经液氮泵22、低温阀23与冷却筒壁15的金属夹层连接；抽真空系统4包括燃气发生器24、引射器25、扩压器26，燃气发生器24与引射器25主射方向连接，引射器25与扩压器26连接，引射器25被引射方向与气液分离器16顶部连接。
所述的喷淋装置9包括第一同心圆形支架11、第二同心圆形支架12，第一同心圆形支架11和第二同心圆形支架12之间连接导轨10，导轨10上设有喷嘴13。
所述的导轨10、第一同心圆形支架11和第二同心圆形支架12采用钢材质，喷嘴13的喷嘴角度可调，向壁面倾斜。
所述的液体的火箭发动机5连接有低温燃料管路。
所述的水平支撑支架6、竖直支撑支架7采用不锈钢材质，竖直支撑支架7的长度与宽度根据需要调整。
所述的冷却筒15采用钢材质，靠近燃气一侧采用盘管、波纹、翅片等形式以强化换热。
所述的液氮泵22、低温阀23须满足制冷剂温度要求；对于液体的火箭发动机5，工作温区77K，采用低温法兰连接于传输管路。
本实施例的工作原理为：
针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置，非试车时间供液系统2使用水泵20驱动，打开水阀19，水箱18中的水进入喷淋装置9，经导轨10上的喷嘴13沿冷却筒15壁面喷出；供冷系统3使用液氮泵22驱动，打开低温阀23，低温液氮储罐21中的低温液氮可直接进入冷却筒15金属夹层与供液系统2提供的水进行热交换，最终在冷却筒15壁面形成冰层14，由喷嘴13在导轨10上的径向移动控制冰层14的厚度，未结冰的水经回收管路17循环喷洒用于制冰。试车时间抽真空系统4由燃气发生器24产生高速主射气体，经引射器25引射空天发动机的燃气，在发动机喷管处及冰通道内产生低压环境，最终经扩压器26排入大气；冰层14所形成的冰通道对于高温燃气起到良好的降温作用，燃料燃烧产生的水蒸气冷凝及冰层14融化产生的水可经回收管路17收集利用。
实施例2，参照图2，所述的针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置，包括燃气冷却系统1和与之连接的供液系统2、供冷系统3、抽真空系统4；燃气冷却系统1包括固体的火箭发动机5、水平支撑支架6、竖直支撑支架7、金属导流器8、喷淋装置9、冷却筒15、气液分离器16、过滤网27；固体的火箭发动机5竖直放置于由水平支撑支架6上，水平支撑支架6连接在竖直支撑支架7的顶部，竖直支撑支架7上部固定有喷淋装置9；喷淋装置9下方的竖直支撑支架7内部固定有冷却筒15，冷却筒15顶部通过金属导流器8和火箭发动机5的发动机喷管连接，冷却筒15筒壁设有金属夹层，金属夹层和供冷系统3连接；竖直支撑支架7的下方连接有气液分离器16，气液分离器16底部间隔过滤网27后通过回收管路17与供液系统2连接，气液分离器16顶部与抽真空系统4连接；供液系统2包括水箱18、水阀19、水泵20、碱性溶液箱28、碱性溶液阀29；水箱18经水阀19和水泵20入口连接，水泵20入口还经碱性溶液阀29和碱性溶液箱28连接，水泵20出口与喷淋装置9连接；供冷系统3包括低温液氮储罐21、液氮泵22、低温阀23，低温液氮储罐21经液氮泵22、低温阀23与冷却筒壁15的金属夹层连接；抽真空系统4包括燃气发生器24、引射器25、扩压器26，燃气发生器24与引射器25主射方向连接，引射器25与扩压器26连接，引射器25被引射方向与气液分离器16顶部连接。
所述的对于固体火箭发动机的气液分离器底部滤网27采用细密金属材质，过滤直径为微米级别。
所述的碱性溶液阀29与水泵20耐碱腐蚀，碱性溶液箱28内工作液体为浓度3～5％的碱溶液。
本实施例的工作原理为：
针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰装置，非试车时间供液系统2使用水泵20驱动，打开水阀19，碱性溶液阀29，水箱18中的水与碱性溶液箱28中的碱性溶液混合后进入喷淋装置9，经导轨10上的喷嘴13沿冷却筒15壁面喷出；供冷系统3使用液氮泵22驱动，打开低温阀23，低温液氮储罐21中的液氮进入冷却筒15金属夹层与供液系统2提供的液体进行热交换，最终在冷却筒15壁面形成冰层14，由喷嘴13在导轨10上的径向移动控制冰层的厚度，未结冰的液体经回收管路17循环喷洒用于制冰。试车时间，抽真空系统由燃气发生器24产生高速主射气体，经引射器25引射空天发动机的燃气，在发动机喷管处及通道内产生低压环境，最终经扩压器排入大气；冰层14所形成的冰通道对于高温燃气起到良好的降温作用，冰层14融化产生的碱性溶液吸收有害气体后形成盐溶液、与燃料燃烧产生的固体颗粒混合后进入气液分离器16，经过滤网27过滤固体颗粒后，盐溶液可经回收管路17收集利用。
综上可知，本发明所提方法在起到良好的燃气降温作用的同时，可维持低压环境，简化流程，免于拆卸，制冰效率更高，可避免结构烧蚀，水资源利用率高，环境危害小。
Claims (10)
1.一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，包括针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置或针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置；其特征在于：
所述的针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置，包括燃气冷却系统(1)和与之连接的供液系统(2)、供冷系统(3)、抽真空系统(4)；
燃气冷却系统(1)包括液体的火箭发动机(5)，火箭发动机(5)竖直放置于由水平支撑支架(6)上，水平支撑支架(6)连接在竖直支撑支架(7)的顶部，竖直支撑支架(7)上部固定有喷淋装置(9)；喷淋装置(9)下方的竖直支撑支架(7)内部固定有冷却筒(15)，冷却筒(15)顶部通过金属导流器(8)和火箭发动机(5)的发动机喷管连接，冷却筒(15)筒壁设有金属夹层，金属夹层和供冷系统(3)连接；竖直支撑支架(7)的下方连接有气液分离器(16)，气液分离器(16)底部通过回收管路(17)与供液系统(2)连接，气液分离器(16)顶部与抽真空系统(4)连接；
供液系统(2)包括水箱(18)，水箱(18)经水阀(19)、水泵(20)与喷淋装置(9)连接；
供冷系统(3)包括低温液氮储罐(21)，低温液氮储罐(21)经液氮泵(22)、低温阀(23)与冷却筒壁(15)的金属夹层连接；
抽真空系统(4)包括燃气发生器(24)，燃气发生器(24)与引射器(25)主射方向连接，引射器(25)与扩压器(26)连接，引射器(25)被引射方向与气液分离器(16)顶部连接。
2.根据权利要求1所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的针对固体火箭发动机的冷却筒+制冰/吸收装置，除了气液分离器(16)底部间隔过滤网(27)后通过回收管路(17)与供液系统(2)连接，供液系统(2)的水泵(20)入口还经碱性溶液阀(29)和碱性溶液箱(28)连接，其它结构和针对液体火箭发动机的冷却筒+制冰装置相同。
3.根据权利要求1所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的喷淋装置(9)包括第一同心圆形支架(11)、第二同心圆形支架(12)，第一同心圆形支架(11)和第二同心圆形支架(12)之间连接导轨(10)，导轨(10)上设有喷嘴(13)。
4.根据权利要求3所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的导轨(10)、第一同心圆形支架(11)和第二同心圆形支架(12)采用钢材质，喷嘴(13)的喷嘴角度可调，向壁面倾斜。
5.根据权利要求1所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的液体的火箭发动机(5)连接有低温燃料管路。
6.根据权利要求1所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的水平支撑支架(6)、竖直支撑支架(7)采用不锈钢材质，竖直支撑支架(7)的长度与宽度根据需要调整。
7.根据权利要求1所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的冷却筒(15)采用钢材质，靠近燃气一侧采用盘管、波纹、翅片的形式以强化换热。
8.根据权利要求2所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的对于固体火箭发动机的气液分离器底部滤网(27)采用细密金属材质，过滤直径为微米级别。
9.根据权利要求2所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的碱性溶液阀(29)与水泵(20)耐碱腐蚀，碱性溶液箱(28)内工作液体为浓度3～5％的碱溶液。
10.根据权利要求1所述的一种空天发动机地面实验燃气冷却装置，其特征在于：所述的液氮泵(22)、低温阀(23)须满足制冷剂温度要求；对于液体的火箭发动机(5)，工作温区77K，采用低温法兰连接于传输管路。
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| CN202310564950.6A CN116378852A (zh) | 2023-05-18 | 2023-05-18 | 一种空天发动机地面实验燃气冷却装置 |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN118371649A (zh) * | 2024-06-24 | 2024-07-23 | 江苏大洋精锻有限公司 | 一种新能源汽车零配件锻造加工用冷却设备 |
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2023
- 2023-05-18 CN CN202310564950.6A patent/CN116378852A/zh active Pending
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