CN101821492A - 由内燃发动机驱动火箭发动机用泵的装置和方法 - Google Patents

Abstract

本发明的目的是航天飞行器的火箭发动机(16)的泵(2)的驱动装置，其包括需氧工作类型的内燃发动机(1a，1b)，所述内燃发动机利用碳氢化合物、空气类型的燃料、助燃剂的混合物运行，并且其助燃剂和燃料的供给通过与火箭发动机(16)的火箭燃料贮器(3)分开的贮器和线路实现。本发明适用于火箭发动机的供给装置，其包括至少两个泵，每个泵由本发明的装置驱动，并且包括驱动所述泵的内燃发动机的控制部件(8、9)，所述控制部件适于独立地改变所述内燃发动机的运行参数，以独立地调节所述泵的转动速度。本发明还提出通过被至少一个根据本发明的装置驱动的泵起动并供给火箭发动机的方法。

Description

由内燃发动机驱动火箭发动机用泵的装置和方法

技术领域

本发明涉及通过内燃发动机驱动火箭发动机用泵的装置和方法。

背景技术

本发明所涉及的技术领域是如空间发射装置所需的能强推动的火箭发动机推进的技术领域。

对于该类应用，根据使用的“爱尔高(ergol)”火箭燃料的物理态，存在三类技术，即：固体推进，在所述固体推进中“爱尔高”火箭燃料存储在燃烧室中；液体推进，所述液体推进可使用一、二甚至更多的“爱尔高”火箭燃料，其中应向燃烧室传送存储器中的“爱尔高”火箭燃料；及混合推进，所述混合推进使用液体“爱尔高”火箭燃料和“爱尔高”固体火箭燃料，并且其中应向存储有“爱尔高”固体火箭燃料的燃烧室传送液体“爱尔高”火箭燃料。

更为确切的说，本发明涉及向燃烧室传送液体“爱尔高”火箭燃料的装置，和更为特别地，本发明涉及对这一传输的驱动。

为了可以保证强推进力，火箭发动机应在数十巴的高压——例如对于阿丽亚娜型运载火箭的发动机压力是30巴到50巴——下运行，并具有高的物料流量。

在液体推进的情形中，正是“爱尔高”火箭燃料供给系统应保证这样的流量和这样的压力。为了实现这种在压力下的供给，一般地要使用两种方式：使“爱尔高”火箭燃料贮器直接增压和自低压贮器通过泵进行泵送。

第一种解决方案具有简易的优点，但却要求能够承受较高压力的贮器，而这却引起了在重量上和安全性上的问题。实际上，这一解决方案专用于小功率的发动机，例如姿态控制发动机或者发射装置上一级，在这类发动机中，设置外部增压部件是不大有益的。

第二种解决方案要求使用特定的泵，所述泵能产生发动机所要求的大流量。与所要求的压力的大幅增加相关联的该流量，需要从数百千瓦特到几兆瓦特的相当大功率的泵。

在现有和过去的空间发射装置中，对这些泵的驱动系统性地由离心式涡轮发动机实施，其通常与主发动机使用相同的“爱尔高”火箭燃料。

这些离心式涡轮由热气体驱动。这些热气体通常由从火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料中提取的一部分“爱尔高”火箭燃料和在特定小燃烧室中燃烧这一部分提取的“爱尔高”火箭燃料而产生。这些热气体也可由一气体发生器、经常是一小型的火药火箭发动机产生。

离心式涡轮/泵构成的整体称为涡轮泵。所述涡轮泵是复杂并且易碎的物体，因为涡轮泵利用非常高的转动速度例如10000到30000转/分需要传递非常高的、有几兆瓦特的功率，从而导致了在设备中非常大的机械应力。

此外，由燃烧所产生的热气体实现的驱动引起了涡轮侧非常高的温度、及在涡轮和泵之间的传动轴中的非常大的温度梯度。

当“爱尔高”火箭燃料是低温火箭燃料时，这一热梯度效应仍是突出的，泵侧的温度为数十开氏温度，而仅距几厘米处，发动机离心式涡轮的摄氏温度却多于1000度。

最后，由于这些极端的运行条件，涡轮泵的启动难于处理，因为：在一侧需冷却而在另一侧需制热，并且要足够渐进地使整体转动以便不引起可能中断涡轮泵的仍旧更高的过渡梯度。

最后，涡轮泵是一种非常昂贵并且使用寿命不长的物件，其使用在运行寿命不长——以分钟计——的传统发射装置上。

在如航天飞机的可重复使用的发射装置上，几乎每飞行一次就应当更换涡轮泵，就维护成本而言这是非常沉重的。

在文献US 6457306中描述了一种提出用于替代涡轮泵的解决方案。

这一文献特别地描述了用本身由电池供电的电动机来替代驱动泵的涡轮机。

因此，就不再需要带动涡轮机的小型火箭发动机，消耗更少的“爱尔高”火箭燃料，不再出现如此大的温度梯度，并且整体更加可靠且更加适合于可重复使用的发射装置。

此外可以调整电动机的转动，并且因此更加容易地改变“爱尔高”火箭燃料的流量、因而改变推进力，并且也可更加容易地控制泵的启动以避免过大的短暂性梯度。

相反地，供应发动机的能量源应当能够在推进阶段中提供以兆瓦特计的功率，这意味着对于这一能量源和对于电动机供电部件，在重量和设计尺寸上都具有极大限制。

最终，能量存储装置和发动机整体是非常沉重的。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于“爱尔高”火箭燃料泵的驱动，其简单、可靠，能在飞行时被启动并且特别地能使用在可重复使用的推进组件上。

为此，本发明提出采用一种简单的、独立于“爱尔高”火箭燃料的装置——其启动、尤其是调校独立于飞行器推进组件的运行——来代替泵的涡轮发动机或者电动机，并且为此提出使用内燃发动机。

更为确切的说，本发明提出航天飞行器的火箭发动机的泵的驱动装置，其特征在于，所述驱动装置包括需空气工作类型的内燃发动机，所述内燃发动机利用碳氢化合物、空气类型的燃料、助燃剂的混合物运行，并且其助燃剂和燃料的供给通过与火箭发动机的火箭燃料贮器分开的贮器和线路实现。

这种助燃剂——其由于无助于燃烧的氮质量因而正常地在空间技术中不被使用——的使用在这里是优选的，用以允许在需空气的地面范围中经检验可靠类型的内燃发动机，同时保留这类发动机的运行参数。

更为特别地，内燃发动机所必需的助燃剂包含在压力贮器中，所述压力贮器通过调压器与所述发动机相连接。

所述助燃剂有利地由富氧的空气或富氮气的空气构成。

优选地，所述助燃剂是液态碳氢化合物。

根据第一变型，所述燃料是例如根据美国标准ASTM D1655及其不同修改版本的煤油；而根据第二变型，所述燃料是例如在2007年FIA(国际汽联)规章第19项中规定的或者如在EN 228标准中规定的汽油。

根据本发明的有利的第一实施方式，所述内燃发动机是活塞发动机。

根据一可选的实施方式，所述内燃发动机是轴流涡轮压气发动机。

有利地，轴流式涡轮发动机是直升飞机发动机。

本发明还涉及火箭发动机的供给泵的驱动装置，所述驱动装置包括所述内燃发动机用的电动起动器。

优选地，所述内燃发动机包括冷却回路，所述冷却回路通过热交换器进行冷却并以封闭回路的形式运行，所述热交换器布置在火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料的输入管道上。

本发明还提出火箭发动机的供给装置，其特征在于，所述供给装置包括至少两个泵，每个泵由根据本发明的驱动装置加以驱动，并且包括驱动所述泵的内燃发动机的控制部件，所述控制部件适于独立地改变所述内燃发动机的运行参数，以独立地调节所述泵的转动速度，并且本发明还提出通过被根据本发明的至少一个装置驱动的泵使火箭发动机投入运行和供给火箭发动机的一方法，其特征在于所述方法包括：

-在火箭发动机点火高度启动至少一个所述装置的内燃发动机、并冷却与所述内燃发动机联接的所述泵的步骤，

-打开火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料贮器的阀门、同时并行地升到所述内燃发动机的额定运行工况的步骤，

-通过所述“爱尔高”火箭燃料贮器的压力触发所述泵、并开始供给所述火箭发动机的步骤，

-通过调节驱动所述泵的所述内燃发动机的转动工况来进行泵流量的调节。

本发明特别地应用于可重复使用的发射装置，并且特别地适用于航天飞机，即一种能如同飞机从地面起飞、继而离开地球大气层以到达太空的空间发射装置。

在太空中，这些航天飞机使用火箭发动机类型的在缺氧情况下工作的推进器。它们使用如喷气式发动机的需氧工作的推进器，用于其在大气层的飞行。

本发明允许利用一坚固和可靠的装置来驱动航天飞机的火箭发动机的泵，所述装置使用应用和生产简单的助燃剂和燃料，所述装置保持足够轻便以被装载在航天飞机上。

附图说明

通过对下文的本发明一非限制性并伴有附图的实施例描述的阅读，将更好地理解本发明的其他特征和优点，附图中：

图1：本发明的装置的原理示意图；

图2：本发明的装置在航天飞机中的布置示例；

图3：图2的一细部视图。

具体实施方式

根据示意性视图1，描述了使用活塞式发动机类型的内燃发动机1，用以驱动航天飞机的火箭发动机的供给泵2。

在这类运载工具中，仅在飞机类型的飞行后才使用火箭发动机推进。

但本发明的内燃发动机1可被用于火箭发动机的各种应用，而无论是发射装置级或是星际运载工具或是卫星均可，只要明显地期望代替由离心涡轮式涡轮泵进行的驱动。

根据图1，所述内燃发动机1通过内燃发动机的已知类型的连接器21借助轴杆20被联接至离心泵2的轴。

需氧工作类型的内燃发动机在无大气飞行阶段被使用，并且通过布置在发动机附近的贮器4被供给燃料。其助燃剂的供给通过配有调压器6的压缩空气贮器5执行。

因而通过使用压缩空气贮器和调压器模拟用大气氧工作环境。

需要时，压缩空气可由富含氧或富含氮气的空气替代，这种方法增加可用功率和减少装载重量，但是要求改变发动机热力学运行的位点调节；或者其由含氧气体代替，从而不改变装载重量。

火箭发动机的运行和点火顺序如下。

内燃发动机一到达火箭发动机点火高度，就由电动起动器类型的起动器7启动。同时地，泵2被冷却并与发动机相联接。火箭发动机的贮器3的阀门10因而打开，并且“爱尔高”火箭燃料通过上游管道14填充泵，且并行地，发动机1通过调节部件8、9被推到其额定运行工况。贮器3的压力触发泵2，并且火箭发动机由泵的出口管道15供给。

在“爱尔高”火箭燃料耗尽时，驱动一个或多个所述泵的所述内燃发动机停止运行。

通过借助轴杆和连接器连接到泵的内燃发动机来替代由气体发生器促使之转动的涡轮泵离心式涡轮的事实，使得可以摆脱最常见的以点火技术(pyrotechnique)方式实施的涡轮机启动的问题。

使用由其本身的燃料贮器和助燃剂贮器供应的发动机，另外还使得可以避免需要在火箭发动机供给线路上设置支管(piquage)的涡轮供给的复杂性。

此外，如活塞发动机与轴流涡轮压气发动机的内燃发动机，与由热气体发生器带动的离心涡轮相比，提供本质上稳定很多的速度，从而泵运行稳定性的问题得到解决。

此外，使用分开供给的内燃发动机，使得可以避免在火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料耗尽阶段出现涡轮机超速的风险。

最后，本发明的装置通过使发动机元件与泵相远离和设置发动机元件的冷却回路，解决了极热区域和极冷区域联接在同一轴上的问题。

相比较于涡轮仅被吹送入来自气体发生器的热气体的涡轮泵的使用，运行受到控制的内燃发动机的使用灵活性允许以下的运行模式：

-离心泵的渐进启动，从而避免了由离心涡轮机的点火技术启动产生的机械碰撞，

-泵冷却周期的控制，

-发动机转速的精细且容易变化的调节，其允许根据要求的工况，尤其是火箭发动机的启动，改变泵的流量和出口压力，而一般地涡轮泵只能具有仅一种转速，

-分别驱动燃料泵和助燃剂泵的可能性，这允许改变混合比率并且允许分别调整“爱尔高”火箭燃料流量，以便考虑到在线路中载荷减小的差异。实际上，在低温“爱尔高”火箭燃料的情形中，经常使用例如氢或甲烷的助燃剂以冷却尾喷口。这种使用要求在发动机入口处具有不同的燃料/助燃剂压力。当这些压力由被唯一离心涡轮驱动的离心泵提供时，最佳运行位点的调节是困难的。

作为实施例，将考虑对应于在航天飞机情况中的一具体实施情形的以下假设：

火箭发动机使用液态甲烷(LCH₄)和液态氧(LO_X)，发动机在对于液态氧为50巴、而对于甲烷是60巴的发动机入口压力下运行，其在大约80秒的期限内运行并且需要7.5吨的“爱尔高”火箭燃料。

此外，泵的速度大约为15000转/分。对于LO_X和LCH₄的泵而言这一速度是常见的。

为了计算驱动泵的发动机的运行参数，此外将把对于重量为7500千克的待压缩“爱尔高”火箭燃料来说泵的最小效率大约为60％作为保守的假设。

这对应于大约9.1立方米的体积，并且考虑63.5升/秒的液态氧和51.3升/秒的液态甲烷的假设恒定流量。

根据这些参数，就液态氧泵而言并考虑到效率，所要求的功率为530千瓦特，即大约为720马力。

就液态甲烷泵而言并考虑到效率，在作为示例的情形中，所要求的功率是514千瓦特，即大约698马力。

这些功率是非常相近的，这使得可以考虑用相同发动机进行这两种泵的单独驱动。

根据本发明的第一解决方案在于使用运行工况和功率是可调节的的赛车发动机类型的内燃发动机。

就每马力每小时0.27升的典型消耗而言，则大约8升燃料(对于两个发动机)对一次任务是必需的。这一数量燃料的燃烧需要138千克的空气，即125立方米的空气。这一体积在200巴加以压缩，容纳在两个贮器中，这两个贮器中的每一个贮器容积为320升。

如之前看到的，需要注意的是，空气体积可有利地通过使用富氧或富氮气的空气被减小。呈液化形式的空气的使用也可以允许减小装载量。

所要求的功率对应于一级方程式赛车竞赛中使用的发动机的功率，一级方程式赛车竞赛中使用的发动机具有从750马力到900马力的功率。这些发动机设置用于在大功率下为10小时的最小寿命时间，所述大功率对应于支持两次大奖赛——每次大约1小时30分钟、及试验和准备期。与每次飞行大约80秒的设置使用时限相比，这允许一个发动机就可实现450次到500次的飞行。

此外，这一类型发动机具有大约95千克的质量，这保持适中。

根据本发明，一级方程式赛车类型的发动机的使用，使得借助以下布置驱动航天飞行器中的火箭发动机的供给泵变得可能：

-实现通过压缩空气贮器和调压器直接供给空气或助燃气体，

-泵联接在发动机轴上，

-尤其为考虑到发动机的物理定向和加速而调节燃料供给，

-为考虑外部环境(大约-50℃)和外部空气相对缺少而布置冷却回路。

本发明优先的解决方案在于：将内燃发动机的原始冷却回路11连接到布置于在此情形下是低温的“爱尔高”火箭燃料的输入管道14上的热交换器12，这允许另外实现一种相当紧凑的交换器。

其多于100升/秒的流量允许拥有极其充足的冷源。用于内燃发动机冷却回路的冷却液体是一种适合于非常低的火箭燃料温度且与这样的温度相兼容的液体。

此外提出覆罩可能因真空通过受损的元件，直接在运载工具尾部进行所述内燃发动机的排气。

内燃发动机的启动程序优选地以发动机在水平位置实施，以允许对其进行润滑，并且通过使用局部加热器或者通过渐进工况实施部件使得启动适合于低温条件。

用于这类参数和汽车发动机应用的重量汇总表得到大约为500千克到650千克的重量。

两个发动机	170千克到190千克
		燃料	9千克
压缩空气	140千克(有余量)
		两个压缩空气贮器	160千克
附件(起动器，电子元件...)	40千克
		两个离心泵	大约40千克
合计	550千克到600千克并且更为确切地，559千克到579千克

图2示出了活塞发动机类型的两个内燃发动机的安装示例，这两个内燃发动机布置在航空器的“爱尔高”火箭燃料贮器3和火箭发动机16之间。

所述内燃发动机呈直径相对地布置在通过贮器和火箭发动机的轴线周围，并在供应火箭发动机16的泵2a、2b的上方。

图3的细部视图允许辨别出发动机1a和泵2a之间的连接轴杆20。

第二解决方案在于使用直升机涡轮轴发动机类型的发动机，其包括压气机、燃烧室和在一公共轴上替代两活塞发动机的涡轮。

透博梅卡(Turboméca)公司的TM3332B2类型的直升飞机涡轮轴发动机尤其适于这样的应用。

一个这样的压气涡轮轴发动机可在6000转/分的持续转动工况下持续提供大约1100到1200马力，它们仍是可调节的。

在这一示例中，唯一的轴流涡轮发动机通过固定的减速传动装置连接到两个泵即火箭发动机的助燃剂泵和燃料泵，并且控制涡轮发动机的工况，以增加转速直至到达离心泵的需要值。

这类轴流涡轮发动机的使用参数如下：

-单位重量166千克；

-运行80秒消耗空气为：120千克；

-燃料(煤油)的消耗为6千克到7千克；

空气的进入通过使压缩空气在压气机入口经过一调压器抽吸而进行，而排出则直接在运载工具尾部进行。

用于如所述直升飞机发动机的轴流涡轮发动机的重量汇总表的数值与用于一级方程式类型赛车发动机解决方案的重量数值为相同数量级。

F1赛车发动机和所考虑的直升飞机涡轮发动机的重量是直接来自于其应用领域的发动机的重量，而未考虑由于去除其初始应用仅必需的元件而引起的重量的可能的减小，因此重量上的节约是可能的。

总之，用于驱动航天飞行器的火箭发动机的供给泵2的驱动装置包括至少一内燃发动机1，所述内燃发动机1是以空气和碳氢化合物的混合物运行的内燃发动机、活塞发动机或轴流涡轮发动机的类型，并且其包括使该发动机1的转动传递到泵2的传动部件20。

根据图1的示例，传动部件20是内燃发动机和泵之间的一轴杆，并且所述传动部件20包括连接器21。

根据第一实施方式，所述内燃发动机是赛车发动机类型的多缸发动机。

根据一可选的实施方式，所述内燃发动机1是航空的轴流涡轮压气发动机。

所述发动机1由其本身的燃料贮器4和助燃剂贮器5供给，燃料和助燃剂贮器4、5独立于火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料贮器3。

助燃剂贮器5是经过调压器6与发动机空气进口相连的受压气体贮器。

其包括一冷却回路，该冷却回路通过布置在一个或者多个低温“爱尔高”火箭燃料的输入管道14上的热交换器12进行冷却，所述冷却回路以封闭回路的形式运行。

电动起动器7允许启动内燃发动机。

图2上示出的火箭发动机供给装置包括两个泵——每个泵由一个发动机装置1、1′驱动、和内燃发动机控制部件8、9，所述控制部件适于独立地改变所述内燃发动机的运行参数以便独立地调整泵的转动速度。

符合本发明的宇宙飞行器具有火箭发动机，火箭发动机的供给装置包括至少一个由本发明装置驱动的泵、和使该装置投入运行的部件，也就是飞行起动发动机(engin en vol)。

本发明具有在宇航领域中的应用，并且更为一般性地在使用液体“爱尔高”火箭燃料的火箭发动机推进的所有领域与在较短的时间中要求极大的流体流量的所有领域中得到应用。

当火箭燃料是低温燃料(含氢的液态氧，液态甲烷或液态煤油)时本发明是特别有利的。

本发明特别适用于可重复使用的亚轨道飞行器，对于这些飞行器而言，作为减少维护成本的代价，重量的略微增加是可以接受的。

本发明的简易性还带来很多优点，其中尤其是其设计的简易性、开发成本和实现成本的降低、极大的可靠性、稳定的泵送速度和泵整体重复使用的很大可能性，现有涡轮泵本身最好也只能启动几次。

Claims (14)

1.航天飞行器的火箭发动机(16)的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述驱动装置包括需氧工作类型的内燃发动机(1，1a，1b)，所述内燃发动机利用碳氢化合物、空气类型的燃料、助燃剂的混合物运行，并且其助燃剂和燃料的供给通过与火箭发动机的火箭燃料贮器(3)分开的贮器和线路实现。

2.根据权利要求1所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述内燃发动机所必需的助燃剂容纳在一压力贮器中，该压力贮器通过调压器与所述内燃发动机相连接。

3.根据权利要求1或2所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述助燃剂由富氧的空气构成。

4.根据权利要求1或2所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述助燃剂由富含氮气的空气构成。

5.根据前述权利要求1至4中任一项所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述燃料是液态的碳氢化合物。

6.根据前述权利要求1至5中任一项所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述燃料是煤油。

7.根据权利要求1到5中任一项所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述燃料是汽油。

8.根据权利要求1到5或7中任一项所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述内燃发动机是活塞发动机。

9.根据权利要求1到6中任一项所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述内燃发动机是轴流涡轮压气发动机。

10.根据权利要求9所述的航天飞行器的火箭发动机的泵(2)的驱动装置，其特征在于，所述轴流涡轮压气发动机是直升飞机发动机。

11.根据前述权利要求1到10中任一项所述的火箭发动机的供给泵的驱动装置，其特征在于，所述驱动装置包括用于所述内燃发动机的电动起动器(7)。

12.根据前述权利要求1到11中任一项所述的火箭发动机的供给泵的驱动装置，其特征在于，所述内燃发动机包括一冷却回路，所述冷却回路以封闭回路的形式运行并通过热交换器(12)进行冷却，所述热交换器(12)布置在所述火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料的输入管道(14)上。

13.火箭发动机的供给装置，其特征在于，所述供给装置包括至少两个泵，每个泵由根据前述权利要求中任一项所述的装置驱动，并且包括驱动所述泵的内燃发动机的控制部件(8、9)，所述控制部件适于独立地改变所述内燃发动机的运行参数，以独立地调节所述泵的转动速度。

14.火箭发动机的起动和供给方法，其通过被至少一个根据权利要求1到12中任一项所述的装置驱动的泵(2)起动并供给所述火箭发动机，其特征在于，所述方法包括：

-在火箭发动机的点火高度启动至少一个所述装置的内燃发动机(1)、并冷却与所述内燃发动机(1)联接的所述泵(2)的步骤，

-打开火箭发动机的“爱尔高”火箭燃料贮器(3)的阀门(10)、同时并行地升到所述内燃发动机(1)的额定运行工况的步骤，

-通过所述“爱尔高”火箭燃料贮器(3)的压力触发所述泵(2)、并开始供给所述火箭发动机的步骤，

-通过调节(8、9)驱动所述泵的所述内燃发动机(1)的转动工况来进行泵流量的调节。

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