CN211174384U - 一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置 - Google Patents

Abstract

本实用新型提供了一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，包括壳体和支撑结构，壳体的内表面和外表面喷涂有耐高温层；壳体的内腔固定有一体式冰块，冰块上开设通道，该通道沿壳体的长度方向贯通冰块，3000℃左右的尾焰进入通道降温至100℃左右之后排放出去；支撑结构包括多个支撑架，该支撑架沿壳体的长度方向并行安装在地面或工作台上，每个支撑架均与壳体固定连接。本实用新型在壳体内装入大冰块，然后把壳体安装在支撑结构上，由于大冰块上开设通道，因此尾焰在通道内与冰块剧烈能量交换，冰块吸收尾焰热量，使尾焰降至100℃左右，本实用新型不仅可以减少冷却尾焰所需的耗水量，还可以简化尾焰处理装置，降低尾焰处理成本。

Description

一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置

技术领域

本实用新型涉及发动机尾焰处理领域，尤其涉及一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置。

背景技术

火箭发动机是太空探索和战略武器装备的基础，但其发射与地面试验对生态环境带来的污染问题一直是困扰业界一大难题。固体火箭发动机的主要污染有以下四个方面，3000K-4000K的超高温度尾焰、150分贝-200分贝的音爆噪声、氧化铝固体颗粒粉尘以及盐酸雨雾。前两种污染主要是对发射和地面热试车环境、设备有影响。后两种污染主要是对生态环境造成影响。全球仅地面热试车和各种发射活动，每年排放到大气的氧化铝和盐酸等有害物质就高达千吨万吨，对全球生态环境造严重破坏。

在火箭发射、发动机试车过程中，尾焰温度高达3000℃。大多数发射中心为了保护设备主体、避免发射场地受损，通常使用喷水装置向尾焰喷射大量的水来达到降温的效果。由于喷出30％左右的水直接汽化降温，其余的水利用率较低，因此喷水装置需在2分钟内喷射400吨左右的水方能达到理想的降温效果。

实用新型内容

为了降低耗水量，本实用新型提供了一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，在壳体内装入大冰块，大冰块上开设通道，尾焰在通道与冰交换能量后降至100℃左右，本实用新型在壳体的内外表面喷涂耐高温涂层，耐高温涂层对壳体起到保护作用。

实现本实用新型目的的技术方案如下：

一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，包括壳体和支撑结构，所述壳体的内表面和外表面喷涂有耐高温层；

所述壳体的内腔固定有一体式冰块，所述冰块上开设通道，该通道沿壳体的长度方向贯通冰块，3000℃左右的尾焰进入所述通道降温至100℃左右之后排放出去；

所述支撑结构包括多个支撑架，该支撑架沿壳体的长度方向并行安装在地面或工作台上，每个支撑架均与壳体固定连接。

作为本实用新型的进一步改进，所述壳体包括第一壳本体、第二壳本体和第三壳本体，所述第一壳本体的外部尺寸小于第三壳本体的外部尺寸，所述第二壳本体为一端大、另一端小的结构；

所述第一壳本体、第二壳本体和第三壳本体的两端均设有法兰盘，所述第二壳本体小端的法兰盘与第一壳本体的一个法兰盘连接，所述第二壳本体大端的法兰盘与第三壳本体的一个法兰盘连接。

作为本实用新型的进一步改进，所述第一壳体由多个第一外壳组装而成，每个第一外壳的两端均设有法兰盘，相邻两个第一外壳、第一外壳和第二壳本体均通过法兰连接；

所述第三壳体由多个第三外壳组装而成，每个第三外壳的两端均设有法兰盘，相邻两个第三外壳、第三外壳和第二壳本体均通过法兰连接；

所述第一外壳和第三外壳均为短粗状结构。

作为本实用新型的进一步改进，相邻的两个法兰盘之间设有密封圈，该密封圈用于防止冰融化成水后从两个法兰盘之间的缝隙渗流；

相邻的两个法兰盘均通过多个螺栓固定连接。

作为本实用新型的进一步改进，所述密封圈固定在一个法兰盘上，另一个法兰盘与密封圈接触，两个法兰盘通过螺栓紧固时夹紧密封圈。

作为本实用新型的进一步改进，所述密封圈的内径略大于壳体的内径。

作为本实用新型的进一步改进，每个第一外壳、每个第三外壳、每个第二壳本体的内腔分别设置一个小冰块，该小冰块充满整个内腔；

所述第一壳本体、第二壳本体和第三壳本体采用法兰盘和螺栓固定连接后，所有小冰块自动拼接成一体式冰块。

作为本实用新型的进一步改进，所述第一外壳的长度与第三外壳的长度一致，所述第二壳本体的长度略大于第一外壳的长度。

作为本实用新型的进一步改进，所述支撑架为钢结构架，所述支撑架与壳体焊接固定连接。

作为本实用新型的进一步改进，所述壳体的内表面和外表面还喷涂有防腐蚀层和防静电层，所述壳体先喷涂耐高温层，再喷涂防腐层，最后喷涂防静电层。

与现有技术相比，本实用新型的有益效果是：

1、本实用新型在壳体内装入大冰块，然后把壳体安装在支撑结构上，由于大冰块上开设通道，因此尾焰在通道内与冰块剧烈能量交换，冰块吸收尾焰热量，使尾焰降至100℃左右，本实用新型不仅可以减少冷却尾焰所需的耗水量，还可以简化尾焰处理装置，降低尾焰处理成本。

2、本实用新型在壳体的内外表面喷涂耐高温涂层，耐高温涂层对壳体起到保护作用。

附图说明

图1为尾焰处理装置的结构示意图；

图2为壳体的结构示意图；

图3为壳体内安装大冰块的结构示意图；

图4为第一外壳安装小冰块的结构示意图；

图5为第二壳本体安装小冰块的结构示意图；

图6为第三外壳安装小冰块的结构示意图。

图中，1、壳体；11、第一壳本体；111、第一外壳；12、第二壳本体； 13、第三壳本体；131、第三外壳；2、支撑结构；3、地面；4、法兰盘； 5、小冰块；6、通道。

具体实施方式

下面结合附图所示的各实施方式对本实用新型进行详细说明，但应当说明的是，这些实施方式并非对本实用新型的限制，本领域普通技术人员根据这些实施方式所作的功能、方法、或者结构上的等效变换或替代，均属于本实用新型的保护范围之内。

在本实施例的描述中，术语“第一”、“第二”、“第三”等仅用于描述目的，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”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本发明创造的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。

术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本发明创造中的具体含义。

实施例1：

本实施例提供了一种火箭发动机地面3热试车用尾焰处理装置，如图1-图6所示，包括壳体1和支撑结构2，壳体1的内表面和外表面喷涂有耐高温层；壳体1的内腔固定有一体式冰块，冰块上开设通道6，该通道6沿壳体1的长度方向贯通冰块，3000℃左右的尾焰进入通道6 降温至100℃左右之后排放出去；支撑结构2包括多个支撑架，该支撑架沿壳体1的长度方向并行安装在地面3或工作台上，每个支撑架均与壳体1固定连接。

具体的，壳体1包括第一壳本体11、第二壳本体12和第三壳本体 13，第一壳本体11的外部尺寸小于第三壳本体13的外部尺寸，第二壳本体12为一端大、另一端小的结构；第一壳本体11、第二壳本体12和第三壳本体13的两端均设有法兰盘4，第二壳本体12小端的法兰盘4 与第一壳本体11的一个法兰盘4连接，第二壳本体12大端的法兰盘4 与第三壳本体13的一个法兰盘4连接。第一壳本体11由多个第一外壳 111组装而成，每个第一外壳111的两端均设有法兰盘4，相邻两个第一外壳111、第一外壳111和第二壳本体12均通过法兰连接；第三壳本体 13由多个第三外壳131组装而成，每个第三外壳131的两端均设有法兰盘4，相邻两个第三外壳131、第三外壳131和第二壳本体12均通过法兰连接；第一外壳111和第三外壳131均为短粗状结构。相邻的两个法兰盘4之间设有密封圈，该密封圈用于防止冰融化成水后从两个法兰盘 4之间的缝隙渗流；相邻的两个法兰盘4均通过多个螺栓固定连接。

优选密封圈固定在一个法兰盘4上，另一个法兰盘4与密封圈接触，两个法兰盘4通过螺栓紧固时夹紧密封圈。密封圈的内径略大于壳体1 的内径。壳体1的内表面和外表面还喷涂有防腐蚀层和防静电层，壳体 1先喷涂耐高温层，再喷涂防腐层，最后喷涂防静电层。

需要说明的是，本实施例的耐高温层、防腐蚀层和防静电层可以采用常规手段喷涂，耐高温层、防腐蚀层和防静电层的喷涂材料也可以根据实际情况在市面上购买，本实施例对此不做限制。

本实施例在壳体1内装入大冰块，然后把壳体1安装在支撑结构2 上，由于大冰块上开设通道6，因此尾焰在通道6内与冰块剧烈能量交换，冰块吸收尾焰热量，使尾焰降至100℃左右，本实施例不仅可以减少冷却尾焰所需的耗水量，还可以简化尾焰处理装置，降低尾焰处理成本。本实施例在壳体1的内外表面喷涂耐高温涂层，耐高温涂层对壳体 1起到保护作用。

实施例2：

在实施例1公开方案的基础上，本实施例公开了大冰块的结构。

在本实施例中，每个第一外壳111、每个第三外壳131、以及第二壳本体12的内腔分别设置一个小冰块5，该小冰块5充满整个内腔；第一壳本体11、第二壳本体12和第三壳本体13采用法兰盘4和螺栓固定连接后，所有小冰块5自动拼接成一体式冰块。第一外壳111的长度与第三外壳131的长度一致，第二壳本体12的长度略大于第一外壳111的长度。支撑架为钢结构架，支撑架与壳体1焊接固定连接。

第一外壳111、第二壳本体12和第三外壳131内分别装入碱性水，然后一并放入冷冻设备冷冻成冰块，第一外壳111、第二壳本体12和第三外壳131既能作为冷冻模具使用，又能承载冰芯完成尾焰处理。

实施例1的通道6由一个第一通道、一个第二通道和多个第三通道组成，多个第三通道平行设置；第二通道为锥形通道，第一通道的末端与第二通道的小端顺接，每个第三通道均与第二通道的大端连通；燃烧产物在第一通道与冰直接接触一次降温后进入第二通道继续与冰直接接触二次降温，二次降温后的燃烧产物在第二通道的大端与冰碰撞后分流至多个第三通道与冰直接接触三次降温，最后从第三通道的末端排出。

火箭发动机固定在试验台上进入点火试验，称之为地面3热试车，火箭发动机安装在试验台之后，固体推进剂装入火箭发动机后点火，火箭发动机的喷管喷出超高温尾焰，大冰块正对火箭发动机的喷管安装，超高温尾焰完全进入大冰块的通道6，超高温尾焰与添加碱性物质的冰通道进行内能与动能的能量交换，使超高温尾焰的温度与动能大幅度降低，最终超高温尾焰以低温的形态从通道6的出口排出，满足了固态火箭发动机尾焰的处理需求。

上文所列出的一系列的详细说明仅仅是针对本实用新型的可行性实施方式的具体说明，它们并非用以限制本实用新型的保护范围，凡未脱离本实用新型技艺精神所作的等效实施方式或变更均应包含在本实用新型的保护范围之内。

对于本领域技术人员而言，显然本实用新型不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本实用新型的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本实用新型。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本实用新型的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本实用新型内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。

此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。

Claims (10)

1.一种火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，包括壳体（1）和支撑结构（2），所述壳体（1）的内表面和外表面喷涂有耐高温层；

所述壳体（1）的内腔固定有一体式冰块，所述冰块上开设通道（6），该通道（6）沿壳体（1）的长度方向贯通冰块，3000℃左右的尾焰进入所述通道（6）降温至100℃左右之后排放出去；

所述支撑结构（2）包括多个支撑架，该支撑架沿壳体（1）的长度方向并行安装在地面或工作台上，每个支撑架均与壳体（1）固定连接。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述壳体（1）包括第一壳本体（11）、第二壳本体（12）和第三壳本体（13），所述第一壳本体（11）的外部尺寸小于第三壳本体（13）的外部尺寸，所述第二壳本体（12）为一端大、另一端小的结构；

所述第一壳本体（11）、第二壳本体（12）和第三壳本体（13）的两端均设有法兰盘（4），所述第二壳本体（12）小端的法兰盘（4）与第一壳本体（11）的一个法兰盘（4）连接，所述第二壳本体（12）大端的法兰盘（4）与第三壳本体（13）的一个法兰盘（4）连接。

3.根据权利要求2所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述第一壳本体（11）由多个第一外壳（111）组装而成，每个第一外壳（111）的两端均设有法兰盘（4），相邻两个第一外壳（111）、第一外壳（111）和第二壳本体（12）均通过法兰盘（4）连接；

所述第三壳本体（13）由多个第三外壳（131）组装而成，每个第三外壳（131）的两端均设有法兰盘（4），相邻两个第三外壳（131）、第三外壳（131）和第二壳本体（12）均通过法兰盘（4）连接；

所述第一外壳（111）和第三外壳（131）均为短粗状结构。

4.根据权利要求2或3所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，相邻的两个法兰盘（4）之间设有密封圈，该密封圈用于防止冰融化成水后从两个法兰盘（4）之间的缝隙渗流；

相邻的两个法兰盘（4）均通过多个螺栓固定连接。

5.根据权利要求4所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述密封圈固定在一个法兰盘（4）上，另一个法兰盘（4）与密封圈接触，两个法兰盘（4）通过螺栓紧固时夹紧密封圈。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述密封圈的内径略大于壳体（1）的内径。

7.根据权利要求3所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，每个第一外壳（111）、每个第三外壳（131）、以及第二壳本体（12）的内腔分别设置一个小冰块（5），该小冰块（5）充满整个内腔；

所述第一壳本体（11）、第二壳本体（12）和第三壳本体（13）采用法兰盘（4）和螺栓固定连接后，所有小冰块（5）自动拼接成一体式冰块。

8.根据权利要求3或7所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述第一外壳（111）的长度与第三外壳（131）的长度一致，所述第二壳本体（12）的长度略大于第一外壳（111）的长度。

9.根据权利要求1所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述支撑架为钢结构架，所述支撑架与壳体（1）焊接固定连接。

10.根据权利要求1所述的火箭发动机地面热试车用尾焰处理装置，其特征在于，所述壳体（1）的内表面和外表面还喷涂有防腐蚀层和防静电层，所述壳体（1）先喷涂耐高温层，再喷涂防腐层，最后喷涂防静电层。

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