CN101821491A - 使用惯性轮驱动火箭发动机的泵的驱动设备 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是一种航天飞行器火箭发动机供给泵(2)的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括惯性轮(1)和将惯性轮的旋转传递给泵的传动装置。优选地，所述驱动设备包括测量所述轮的转速的测量装置，以及针对比给定速度低的速度断开轮(1)和泵(2)的断开装置(21)，所述给定速度低于轮的额定转速。本发明特别适用于包括火箭发动机的航天飞机，对所述火箭发动机的供给包括被本发明的设备驱动的至少一个泵以及在飞机飞行的情况下使该设备工作的装置。

Description

使用惯性轮驱动火箭发动机的泵的驱动设备

本发明涉及使用惯性轮驱动火箭发动机的泵的驱动设备和方法。

本发明的技术领域涉及能够具有例如太空运载装置所需的强大推力的火箭推进领域。

对于此类应用，根据所使用的推进剂的物理状态，存在三类技术：固体推进，其中推进剂被存储在燃烧室中；液体推进，液体推进可以使用一种、两种甚至多种推进剂，其中必须把存储容器中的推进剂传输至燃烧室；以及混合推进，混合推进使用液体推进剂和固体推进剂，其中必须把液体推进剂传输至存储有固体推进剂的燃烧室。

本发明更准确地涉及向燃烧室传输液体推进剂的设备，更特别地涉及该传输的机动化。

为了能保证强大的推力，火箭发动机应在几十巴的较高压力下运行，尤其对于例如具有较高输料量的“阿丽亚娜”号火箭发动机，应在30至50巴的压力下运行。

在液体推进的情况下，推进剂供给系统应保证该流量和该压力。为了在压力下实现所述供应，通常使用两种方式，即直接加压推进剂容器和利用泵从低压容器泵吸。

第一种方案的优点在于简单，但要求容器能承受较高压力，由此引起重量和安全性的问题。该方案实际上专用于功率较低的发动机，例如控制运载装置的高级或姿态的发动机，在这种情况下设置外部增压装置的好处少一些。

第二种方案需要使用能提供发动机要求的较大流量的特定泵。该流量，结合所要求的较大压力增长，要求从几百千瓦到几兆瓦的大功率泵。

在现在和以前的太空运载装置中，所述泵的驱动是通过涡轮发动机系统进行的，该涡轮发动机通常使用与主发动机相同的推进剂。

这些涡轮由热气驱动。这些热气通常如下产生：提取火箭发动机的推进剂的一部分并在特定的小燃烧室内燃烧这些提取物。热气也可以通过气体发生器(通常是小型固体火箭发动机)来产生。

涡轮/泵组件被称为涡轮泵。涡轮泵是复杂而脆弱的物体，这是因为涡轮泵由于例如从10000到30000tr/mn(转/分)的极高转速而必须传输几兆瓦的极高功率，从而在材料中造成极大的机械应力。

此外，由来自燃烧的热气进行的驱动，导致涡轮侧的很高温度，以及在涡轮和泵之间的传动轴中的很大温度梯度。

当推进剂为低温推进剂时，这种热梯度效应更加突出，泵一侧的温度为几十开氏度，而在仅仅几厘米处，发动机涡轮的温度超过1000摄氏度。

最终，由于这些极端的运行条件，涡轮泵的启动是精细的工作，一端制冷，另一端加热，并且足够渐进地使组件旋转，从而不造成可能使涡轮泵破裂的过高的过渡梯度。

最后，涡轮泵是十分昂贵而使用寿命短的物体，其被使用在具有以分钟计算的较短运行期限的传统运载装置上。

在目前服役的可重复使用的运载装置例如航天飞机上，涡轮泵几乎在每次飞行时都应被更换，从而在维护成本方面负担沉重。

在文献US6457306中描述了为替换涡轮泵而提出的一种方案。

该文献描述了把驱动泵的涡轮替换为自身由电池供电的电动机，或者例如惯性轮等其它设备。

因此，不再需要用于驱动涡轮的小型火箭发动机，可消耗更少的推进剂，可不再存在如此高的温度梯度，以及组件更可靠且更适用于可重复使用的运载装置。

还可以调节电动机的旋转，并且因此更容易地使推进剂流量、并且因此推力发生变化，还可以更方便地管理泵的启动，从而避免太大的过渡梯度。

与此相对，供给发动机的能量源在推进阶段期间应该能够提供以兆瓦计的功率，这对于该能量源和对于电动机的供电装置而言意味着较大的重量和尺度限制。

储能和发动机组件最终非常沉重。

本发明的目的在于提供推进剂的泵的简单、可靠、重量轻的驱动设备，其可以在飞行时开动并且尤其可以用在可重复使用的推进组件上。

为此，本发明提出用独立于推进剂的简单设备取代泵的涡轮发动机或电动机，该设备的启动和调节尤其独立于飞行器的推进组件的运行，为此本发明提供使用预先旋转起来的惯性轮设备对泵进行驱动。

更具体地，本发明涉及航天飞行器的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括惯性轮和将惯性轮的旋转传递给泵的传动装置。

惯性轮的主要优点之一在于其使用简便以及其直接存储机械能。

优选地，传动装置是惯性轮和泵之间的公共轴。

优选地，传动装置包括更改轮和泵之间的传动比的更改装置。

根据特别的实施方式，该设备包括适于使惯性轮与泵耦合和去耦合的离合装置。

根据有利的实施方式，该设备包括起动所述轮的电动机。

电动机或者由飞行器的外部电源供电，或者由飞行器的内部电源供电，电动机因此允许在飞行器起飞后为所述轮维持能量。

根据本发明特别的实施方式，所述泵和所述轮被设置在飞行器内，处于通过泵和所述轮沿着飞行器的至少一个轴的旋转来提供陀螺稳定的位置。

根据替代的实施方式，该设备包括至少一对相同的轮，所述一对相同的轮反向旋转以便消除所述轮的旋转的陀螺效应。

优选地，该设备包括测量所述轮的转速的测量装置以及针对比给定速度低的速度断开所述轮和泵的断开装置，所述给定速度低于所述轮的额定转速。

根据有利的实施方式，该设备包括调节所述泵的流量的调节装置，该调节装置包括对泵的输出流提取可变流量以及将该流送回容器内的装置。

替代地或附加地，该设备包括调节泵的流量的调节装置，该调节装置包括放置在泵下游的阀门。

在最后一种情况下，阀门是优选地放置在泵的出口处的可调节阀门并且适于通过逐渐打开来保持恒定的流量。

优选地，所述轮被设置在罩内，所述罩形成所述轮和所述容器之间的防护层。

本发明还涉及为火箭发动机进行供给的供给设备，其特征在于，所述供给设备包括至少两个泵，每个泵都被根据本发明的设备驱动，以及涉及含有火箭发动机的航天飞机，对所述火箭发动机的供给包括被根据本发明的设备驱动的至少一个泵以及在飞机飞行的情况下使该设备发动的装置。

通过阅读对本发明实施例的非限制性描述并结合附图可更好地理解本发明的其它特征和优点，在附图中：

图1A到1F：根据不同实施方式的本发明的设备的原理示意图；

图2A和2B：在飞行器中分别安装一个惯性轮和两个惯性轮的示例；

图3A至3C：本发明惯性轮的实施例；

图4：被本发明的设备驱动的离心泵的特性曲线图；

图5：示出本发明的设备的运行参数随时间变化的图表。

本发明涉及宇宙飞行器，尤其被应用于航天飞机上。

航天飞机是能够像飞机一样从地面起飞，随后离开地球大气层进入太空的运载装置。

在太空中，所述航天飞机使用无需大气氧的火箭式推进方式。对于大气层飞行，所述航天飞机使用需氧的推进器，如喷气式发动机。

惯性轮正如其名，是指围绕轴转动并用来以运动形式存储能量的物体。所存储的能量随轮的转速的平方而增长，并且与其质量成比例。

为存储能量，因此尽可能快地转动轮，能量的利用减缓轮的转动。

根据图1A所示的原理示意图的简化示例，轮1与泵2被安装在同一轴20上，所述轮1驱动所述泵2。轮1在飞行器起飞之前被起动电动机3发动，该起动电动机3或者由图1C所示的外部电源A1供电，或者当飞行器具有发电机时(如具有常规航空发动机的航天飞机或亚轨道飞行器，带有太阳电池板的卫星或者配备电池组的运载装置的情况)由图1D所示的内部电源A2供电。

因为在飞行器上可以使用所述电能，所以电动机允许在起飞后为轮维持其额定能量。

泵2通过引入管道4接收容器6的推进剂，并通过输出管道5将加压的推进剂向未示出的传统火箭发动机输送。

水平飞行和在大气中(泵的转子处于转动中)的摩擦足够小以致仅需少量的功率，通常为几十瓦特。

在航天飞机的情况下，如果起飞和电动机启动之间的时间较短，例如通常小于一小时，飞行器的设计者可以无需考虑内部电源。

进入火箭发动机的点火状态后，一个或多个泵2被制冷，随后容器的阀门被打开。容器的压力使泵起动且火箭发动机由所述泵供给，轮保持所述泵的转动。

当推进剂耗尽之后，泵和轮继续转动。其中的优点在于，在外大气飞行期间使泵和轮运行，由此可以利用由其旋转形成的陀螺稳定。如果，例如，如图2A所示轮1沿飞行器100的俯仰轴101被安装，则其将提供沿纵轴和垂直轴(les axes de roulis et de lacet)的有效稳定。

因此，在航天飞机内安装该设备的情况下，沿俯仰轴安装惯性轮将提供沿纵轴和垂直轴的稳定性。

但上仰的操作不会受到影响。

相反，通过机械耦合如图2B所示的反向转动的两个相同的轮，可以避免陀螺效应，在图2B中轮1a和1b位于飞行器100的俯仰轴101上且反向转动。

本发明避免了使用涡轮发动机以及使用或不使用点火装置的相关启动问题、涡轮的供电困难、与泵耦合的涡轮的运转稳定性问题。

由于自身的特性而提供稳定转速的惯性轮还允许稳定的运行，除了由于对轮的连续减速的补偿而导致的调节之外，无需其它调节。

此外，本发明的设备避免了具有极热和极冷区的同一轴上的耦合问题。

惯性轮系统的限制在于轮的速度随着能量被从轮中提取而减小。

图4示出带有径向叶片的离心泵(如用于供给火箭发动机)的运行参数。

这样的离心泵的流量与其转速成比例，而泵的输出压力与轮的转速的平方成比例。

当惯性轮机械耦合到泵时所导致的直接结果是：因为泵的流量与轮的转速成比例，所以当轮减速时流量与轮速的减小成比例地减小以及压力随轮速减小的平方成比例地减小。

通常，流量随时间减小并且因此推力减小的事实不会直接造成损失，这是由于飞行器的重量也因为推进剂的消耗而减少。

在这种情况下，流量的减小避免飞行器的加速度的连续增加。

仅对于被设计用来围绕几乎恒定的流量优化运行的火箭发动机，才会造成损失。

类似地，泵的输出压力的降低会降低燃烧室中的压力。然而，该现象比流量的变化更少干扰发动机的运行，但是会成比例地降低推力。

为了处理这些问题，本发明根据所考虑的特定发动机提供了多种方案。

第一种方案在于降低轮速范围，针对该轮速范围来提取能量并使泵转动。

把Vmax定义为轮被启动的最大速度，0.5Vmax是在给定的轮转动时间之后达到的该速度的一半，而nVmax(n＜1)，是在给定时刻与Vmax有关的速度。

替代在Vmax和0.5Vmax之间提取能量，可以仅在Vmax和nVmax之间使用轮，n大于0.5。为了能从中提取所需的能量数，轮应蓄积更多能量，因此更重。

为了实施该方法，如图1B所示，在轮和泵之间设置离合器21。

在本发明的该变型中，把轮1的旋转向泵2传递的装置包括可以通过离合器21耦合与去耦合的半轴2a、20b。

这尤其还允许在飞行前在泵断开的情况下用借助于外部电源A1的电动机3启动轮1，随后在飞行过程中允许耦合轮和泵以便使后者运行。

离合器可以被更改轮和泵之间的传动比的更改装置例如变速器取代或补充，以便将流量的变化限制在更大的轮旋转状态范围上。

允许限制流量变化的第二种方法在于使用被称为“外跨式(encanard)”的流量调节，如图1E的实施方式所示。

该流量调节方法在于通过阀门7在泵2的输出流中提取可变流量，并通过返回管道41把该可变流量送回容器6内。

阀门7(如果有的话)是三通阀门，当需要通过返回管道41向容器6送回一部分推进剂时，该三通阀门减小输出管5的流量。

在速度从100％到50％变化的情况下，最初抽取流量的一半，且随着运行而减小抽取量，直到当轮达到其最小速度时，抽取量为零。在这种情况下，传递给液体的部分能量损失了，然而，结果依然有利。

经验表明，仅可以支配54％的轮的能量，而非75％，这也会导致使用重量更大的轮。

考虑到轮的重量的增加，所述方法仅在火箭发动机接受不超过30％至40％的流量变化时才具有意义。

第三种调节流量的方法在于，通过对泵的输入管道和/或输出管道进行调节的可调节阀门来实现对流量的调节。

该方法被实施为图1F所示的实施例，图1F包括泵2的输出管5上的阀门8。

该方法对由泵释放的压力造成影响，因为其引起可变的压力损失。

然而，如果希望在随时间减小的室压力的情况下保持恒定流量，这依然是一种有效的方案。事实上，放置在泵的出口的可调节阀门允许调节流量，同时也产生压力损失。例如假设在推进飞行期间，轮速以2倍比例变化，则在飞行开始时由泵产生的压力是飞行结束时产生压力的四倍。

通过把泵2耦合到阀门8(阀门8通过逐渐打开直到最终完全导通，从而保持恒定的流量)，阀门8因此通过压力损失吸收一半压力，减少一半流量。

因此发动机室在压力随时间减小的情况下被供给几乎恒定的流量，这有利于减小飞行器在飞行中经受的加速度。

因此，根据希望为其供给的火箭发动机的特性，使用在图1A至1F所定义的各个变型中最适合的方案，同时保留了根据情况组合这些变型的特性的可能性。

作为实施例，考虑以下假设(对应于在航天飞机的情况下实施的具体情况)：

火箭发动机使用液体甲烷(LCH₄)和液氧(LOx)，正确地是在15到30巴的压力下运行，在约80秒的时段期间运行并需要6吨推进剂。

此外，泵的速度约为15000转/分钟。该速度普遍用于LOx泵。

在该示例中，选择直径约为2.5米、压力为5巴的容器，这允许不会对该容器造成太大的结构应力。

事实上，假设约为3毫米的容器壳厚度，根据等式σ＝PR/e，5巴的压力在现有圆柱部分中导致的应力小于200MPa。

鉴于容器以2219T87型的铝材制造(σ屈服＝407Mpa)，这形成大于2的安全系数。

正如上面所示，发动机在飞行开始时在30巴的压力下运行，在飞行结束时以15巴的压力运行。

所选择的方式是在通过放置在泵的下游的阀门8来将推进剂流量调节为恒定值的情况下运行。

图5的图表总结了这样配置的轮和泵的性能。

轮的速度9与初始速度相关联，该速度从100％降到50％。

容器压力9、泵的输出压力12、燃烧室的供给压力14，这些压力与泵的初始输出压力相关联。注意到，由受控阀门引起的压力损失或压力下降13最初是40％并且迅速减少直到最后消失。

燃烧室的供给压力14在推进期间也减少一半，这保证由推进剂的消耗导致的飞行器重量下降对递减的推力进行补偿。推进剂流量15是恒定的。

泵的效率约为70％，这是一个保守值。

图3A到3C给出了惯性轮的实施例。

轮包括圈16，圈16是用断裂极限为2300Mpa、密度约为1750克/立方分米(g/dm³)的高强度碳纤维实现的，在遵守1.5的安全系数时可接受的最大应力为1500Mpa，并包括厚度和宽度约为10厘米的合成带。

轮包括轮缘17和轮毂18，轮缘17和轮毂18允许把轮连接到旋转轴上并且是用轻合金实现的。

为了确定轮的尺寸，可以依据火箭发动机运行所需的参数、尤其是用于压缩推进剂所需的能量。

待压缩的推进剂的重量约为6000公斤，这对应于约为7.5立方米的体积。

因为用于压缩推进剂所需的能量仅是体积的一阶函数(E＝V.ΔP)，所以不区分两种推进剂并且寻求能够驱动LOx和LCH₄泵的轮的重量。

在具有碳氢燃料和助燃剂的应用中，轮在可能的情况下被分为两个，以使得每个泵有一个轮。

对于15000转/分钟的转速，轮的可被接受的最大直径是：

$R=1/\mathrm{\ω}\sqrt{\mathrm{\σ}/\mathrm{\ρ}}=0.585m$

用于压缩推进剂所需的能量名义上被表示为：对流量乘以由泵提供的压力差并乘以泵的效率在时间上进行积分。计算得到的值约为24MJ。

需注意，在推进阶段开始，产生该能量要求580KW的功率。

假设在轮的全速和达到半速的时间点之间采集轮的能量，可支配其能量的75％，因此需要轮储存约32MJ，这在该示例的条件下导致约为80.5公斤的重量。

最好在惯性轮的重量上增加事先估计约二十公斤重的其它转动重量(轮缘、轴、泵的转子、驱动电动机的转子)以及估计也约二十公斤重的固定重量(罩、电动机定子、分离泵、管道系统......)。

虽然转动重量也分享较小值的动能，但出于简化考虑，并不把转动重量考虑在内。

此外，规范要求轮在以下罩中转动：该罩能够阻挡来自轮碎裂的抛射物。基于NASA标准SSP 52005B的“冲击方程”方法的估算给出：以900米/秒速度推进的2公斤合成物碎片会被8厘米的铝板阻挡。这样形成的罩在轮和容器之间含有20到25公斤的防护层。

总之，根据所描述的示例，对于泵、轮和附件的整体而言，该设备具有约150公斤的保守重量(masse conservatoire)。

除了简单和可靠的优点之外，惯性轮的驱动还允许避免不使用涡轮泵而使用加压推进剂的容器的固有限制。

本发明允许消除具有增压容器的此类方案的实现复杂性，实现增压容器所需的开发时间，增压容器的易碎性以及由这些容器的增压所导致的问题。

通过本发明的惯性轮进行的驱动允许使用可能有的低压整体容器。

顺便提到，容器的增压借助于存储允许对推进剂容器增压的气体来实现，且整体容器是能保证飞行器的纵向性能的容器，而其它容器应被固定在支承架上。

以下表格示出三种方案的对比，这三种方案完成存储6吨推进剂的功能，发动机输入增压平均25巴，火箭助推级约5米。

	25巴铝质整体容器(kg)	25巴合成材料容器	5巴铝质整体容器
				容器(kg)	2050	1000	700
支架(kg)	0	50	0
				助推级(5m)(kg)	50	500	50
泵(kg)	0	0	150
				容器增压(kg)	500	500	100
总计(kg)	2600	2050	1000

相对于高压整体容器方案，带有通过惯性轮驱动的泵的低压整体容器方案提供的增益约为1吨。

本发明被应用于航天领域，更一般地被应用于使用由液体燃料火箭发动机进行的推进的所有领域，以及被应用于在相对较短时间期间要求非常大液体流量的领域。

当推进剂是致冷的(含氢液氧、甲烷或液体煤油)时，本发明特别具有意义，并且尤其适用于可重复使用的亚轨道飞行器，对所述亚轨道飞行器而言，泵组件的总重量并不关键，维修的方便性和可靠性才是首要的。

相对而言，本发明具有众多优点，诸如设计简单、开发和实现成本较低、极大的可靠性、稳定的泵吸速度以及泵组件再利用的极大可能性，而目前的涡轮泵最多仅能够进行几次启动。

在将惯性轮用于航天飞机的火箭驱动的范围内，在此举例对本发明进行了描述。在这样的飞行器中，在飞机一样的飞行之后才使用火箭推进。

不过，鉴于提供火箭发动机取代涡轮泵是明显有利的，本发明可以被用于火箭发动机的任何应用，不论是发射级、星际飞行器还是卫星。

所提供的图表仅是实施示例，特别地，可以结合图1A至1F中描述的某些特征而仍然在由权利要求限定的本发明的范围内。

例如，根据图1B，可以考虑使用带离合器21的设备，该设备具有如图1D所示的电动机3内部电源或如图1C所示的外部电源。

类似地，如图1E和1F所示的包括通过阀门进行的流量调节的装置可以补充有离合器21和带内部电源和外部电源的电动机3，在断开泵的情况下，通过内部电源为电动机供电允许在任意飞行阶段启动轮，在连接泵的情况下，供给火箭发动机，随后当轮的转速不够时，泵断开并且轮作为自由轮来运行从而保持陀螺稳定。

Claims (17)

1.一种航天飞行器火箭发动机供给泵(2)的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括惯性轮(1)和将所述惯性轮的旋转传递给所述泵的传动装置。

2.根据权利要求1所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述传动装置是所述惯性轮和所述泵之间的公共轴20。

3.根据权利要求1或2所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述传动装置包括适于使所述惯性轮与所述泵耦合和去耦合的离合装置21。

4.根据权利要求1至3之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述传动装置包括更改轮和泵之间的传动比的更改装置。

5.根据前述权利要求之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括起动所述轮的电动机(3)。

6.根据权利要求5所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述电动机(3)由所述飞行器的外部电源(A1)供电。

7.根据权利要求5或6所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述电动机由所述飞行器的内部电源(A2)供电，所述电动机允许在飞行器起飞后为所述轮维持能量。

8.根据前述权利要求之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述泵和所述轮被设置在所述飞行器内，处于通过所述泵和所述轮沿着所述飞行器的至少一个轴的旋转来提供陀螺稳定的位置。

9.根据权利要求1至7之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括至少一对相同的轮，所述一对相同的轮反向旋转以便消除所述轮的旋转的陀螺效应。

10.根据前述权利要求之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括测量所述轮的转速的测量装置以及针对比给定速度低的速度断开所述轮(1)和所述泵(2)的断开装置(21)，所述给定速度低于所述轮的额定转速。

11.根据前述权利要求之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括调节所述泵(2)的流量的调节装置，该调节装置包括对所述泵的输出流提取(7)可变流量以及将该流送回容器(6)内的装置。

12.根据前述权利要求之一所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述驱动设备包括调节所述泵(2)的流量的调节装置，该调节装置包括放置在所述泵(2)下游的阀门(8)。

13.根据权利要求11所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述阀门(8)是放置在所述泵(2)的出口处的可调节阀门并且适于通过逐渐打开来保持恒定的流量。

14.根据前述权利要求中任一项所述的火箭发动机供给泵的驱动设备，其特征在于，所述轮被设置在罩内，所述罩形成所述轮和所述容器之间的防护层。

15.一种火箭发动机的供给设备，其特征在于，所述供给设备包括至少两个泵，每个泵都被根据前述权利要求之一所述的设备驱动。

16.一种火箭发动机的供给设备，其特征在于，所述供给设备包括低压整体容器以及被根据权利要求1至14之一所述的设备驱动的至少一个泵。

17.一种包括火箭发动机的航天飞机，对所述火箭发动机的供给包括被根据权利要求1至14中任一项所述的设备驱动的至少一个泵，以及在飞机飞行的情况下使该设备工作的装置(A2、3、21)。

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