CN104919166A - 用于火箭马达涡轮泵的启动器装置 - Google Patents

Abstract

本发明的主题为一种用于启动飞行器的火箭马达(2)的涡轮泵(1)的装置，该飞行器包括火箭马达和用于推进飞行器的涡轮发动机，该装置包括向涡轮泵的涡轮(1a)供给压缩空气的气压源，其中，该压缩空气从在飞行器推进涡轮发动机(5)的压缩机级(6a)上的位于所述涡轮发动机的燃烧室(7)的上游的分接部(4)分流出。特别地，该装置适用于航天飞机类型的飞行器。

Description

用于火箭马达涡轮泵的启动器装置

技术领域

本发明涉及用于对飞行器例如包括双(涡轮发动机和火箭马达)推进系统——特别地，涡轮发动机为涡轮喷气发动机——的航天飞机中的火箭马达涡轮泵进行启动的装置。

这种航天飞机可以是单级式运载工具，这意味着在航天飞机的整个飞行中两个推进系统处于同一级。或者这种航天飞机可以是两级式运载工具，在这种情况下，推进系统处于两个不同的级，在起飞时这两个不同的级连接，而在飞行期间，这两个不同的级分离。

背景技术

在火箭马达飞行器中，通常通过涡轮泵向火箭马达给送推进剂。

涡轮泵是由涡轮驱动的泵，即，旋转装置由运动的流体驱动。

涡轮泵用于将来自储箱的流体(推进剂)泵送至火箭马达的燃烧室。

就航天器运载工具而言，涡轮泵在运载工具起飞之前启动，在运载工具起飞之后，涡轮泵在火箭马达的整个强推阶段中持续工作。在与级分离相一致的启动这些较高级的火箭马达的阶段期间，较高级的涡轮泵启动。

用于启动涡轮泵的一个技术方法在于使用气体发生器，在气体发生器中，向火箭马达给送的推进剂的一小部分被燃烧，使得该气体发生器驱动涡轮泵的涡轮。

还能够借助这样的启动器来启动涡轮泵：该启动器包括一块固体推进剂，该块固体推进剂的燃烧供给热气，该热气驱动涡轮泵的涡轮旋转，然后，涡轮泵吸入用于向火箭马达给送的推进剂。

还能够通过在高压条件下存储在由运载工具所携带的专用储箱中的冷气来启动涡轮泵。

涡轮泵启动装置供给能量充足的气体来启动涡轮的旋转，涡轮的旋转又驱动泵，从而向火箭马达给送推进剂。

在包括涡轮发动机和火箭马达以增大推力或为了在非常高的高度处飞行的大气飞行器的背景下，文件US 2531761描述了使用来自涡轮喷气发动机的燃烧室的热气。

这些热气经由第一给送回路被引入到涡轮泵的涡轮中，并且使用向火箭马达给送的推进剂的气体发生器的燃烧室连接至该涡轮的第二给送回路。

除了使用在高压条件下存储的冷气的启动装置之外，现有技术的使用热气的装置在涡轮启动时会使涡轮经受严重的热冲击。

例如，来自烟火启动器的气体的温度至少约为1300℃，并且在文件US 2 531 761中的从涡轮喷气发动机的燃烧室排放的热气约为1200℃。

就其本身而言，增压存储装置很重并且很大。

最后，对于用于执行许多飞行任务的航天飞机类型的飞行器而言，使用标准的成本是重要的。这意味着需要在两个飞行任务之间限制部件的维修和更换；由此，需要使各设备单元上的应力最小化以便增加各设备的使用寿命。

因此，在此背景下，需要减小涡轮泵所经受的热冲击，并因此需要减小涡轮泵所经受的温度，并且需要更为逐步地加热涡轮泵。

发明内容

本发明提出了一种用于对包括火箭马达和用于推进飞行器的涡轮发动机的飞行器的火箭马达的涡轮泵进行启动的装置，其特征在于，该装置包括气压源，该气压源用于通过如下回路来启动涡轮泵的涡轮：该回路用于喷射通过分接部从用于推进飞行器的涡轮发动机的压缩机级排放的压缩空气，该分接部位于所述涡轮发动机的燃烧室的上游侧。

与现有技术相比，本发明的使用未燃烧过的气体的装置在涡轮从冷的状态启动时能够避免涡轮泵的涡轮经受热冲击。

与现有技术的装置相比，本发明的装置对涡轮进行加热的程度较小，这是因为本发明的装置使用的压缩空气的最大温度约为600℃。此外，本发明的装置保持得相对紧凑，并且对飞行器的推进系统增加的质量相对较少。

此外，与现有技术的装置不同的是，对向涡轮给送的气体流进行控制的构件不会受到高温作用。

有利地，该装置包括用于驱动涡轮泵的涡轮旋转的气体发生器的燃烧室，当火箭马达运行时，所述室被给送有液体推进剂。

根据一个特定实施方式，用于将压缩空气喷射到涡轮中的回路适于向所述室填充所述压缩空气，以便在气体发生器的点燃阶段期间将氧气与至少一种液体推进剂喷射到一起或者将氧气喷射到液体推进剂的混合物中，以便改进这些液体推进剂的燃烧的起始过程。

根据一个有利实施方式，该装置还包括用于对所排放的空气进行冷却的装置。

根据一个特定实施方式，该冷却装置包括由来自飞行器外部的空气冷却的热交换器。

根据替代性或补充性实施方式，该冷却装置使用用于向火箭马达给送低温推进剂的管路的全部或一部分。

有利地，涡轮泵的涡轮的气压源设置有阀、校准装置和单向阀，使得适于由分接部快速可控地启动涡轮的旋转。

本发明还涉及一种对包括至少一个涡轮发动机和至少一个火箭马达的飞行器进行推进的系统，该系统包括根据本发明的用于启动火箭马达的涡轮泵的装置，并且特别地，本发明适用于包括这种推进系统的航天飞机或高超音速飞行器。

最后，本发明涉及一种通过本发明的装置来启动火箭马达涡轮泵的方法，该方法包括如下两个步骤：首先，将压缩空气喷射到涡轮泵的涡轮中；然后，由于涡轮由压缩空气驱动，因而将推进剂喷射到气体发生器的燃烧室中以驱动涡轮泵。

有利地，当气体发生器中的压力超过阀的设定时，由阀阻止空气喷射到涡轮中。

附图说明

在参照附图阅读以下描述内容时，本发明的其它特征和优点将会变得明显，在附图中：

图1示出了根据本发明的原理的装置的示意图；

图2示出了根据本发明的第一变型的具有空气交换器的装置的示意图；

图3示出了根据本发明的第二变型的具有液体交换器的装置的示意图；

图4示出了根据本发明的第三变型的通过气体发生器室来给送的装置的示意图。

具体实施方式

本发明涉及包括两种不同的推进系统的航天飞机的马达系统，其中，所述两种不同的推进系统为：一个或更多个涡轮喷气发动机，所述涡轮喷气发动机用于大气阶段的飞行；以及火箭推进系统，该火箭推进系统使用一个或更多个液体燃料火箭马达，所述液体燃料火箭马达具有涡轮泵且用于太空飞行比如亚轨道飞行。

图1示意性地示出了根据本发明的这种推进系统，该推进系统包括涡轮喷气发动机5和火箭马达2，在涡轮喷气发动机5与火箭马达2之间是涡轮泵1，涡轮泵1用于向火箭马达进行给送。

为了简单起见，并未示出飞行器的火箭马达和热力发动机的已知的储箱和辅助系统。

本文中，涡轮泵是这样的涡轮泵：该涡轮泵包括涡轮1a，涡轮1a对两个泵1b、1c进行驱动，泵1b、1c在压力作用下向火箭马达给送液体推进剂11、12，例如，从储箱——其为现有技术中的常规储箱且未示出——泵送的燃料和氧化剂。

涡轮发动机5例如为涡轮喷气发动机类型，其对飞行器进行推进，涡轮发动机5通常包括：多个压缩机级6；燃烧室7；以及涡轮16，涡轮16受到来自燃烧室的排出流的作用，并且对压缩机6进行驱动。

本发明的装置排放出由压缩机6压缩的空气而向火箭马达的涡轮泵1的涡轮1a的流体回路进行给送。

该给送回路包括位于涡轮发动机5的压缩机级6a中的分接部4。

将排放空气的压缩机级选择成使得实现这样的排放：该排放使涡轮发动机的操作性能下降，并且此外在产生与涡轮泵1的涡轮1a的操作相兼容的气体温度和压力的级中进行该排放。在供给中间压力(例如，约10bar量级的压力)的压缩机级中排放空气。

将涡轮1a连接至分接部4的回路3装有阀13，用于打开或关闭给送至涡轮的压缩空气。

将阀13打开以启动涡轮1a的旋转，然后，一旦涡轮泵启动并且被给送有火箭马达的一些推进剂，则关闭阀13。

该回路还包括流量校准装置14和单向阀15。

这些装置的组合能够快速可控地启动从位于涡轮喷气发动机的燃烧室7的上游侧的增压空气排放分接部4向涡轮的给送。

能够选择压缩机的排放空气的级使得能够调节压缩空气的温度。

在启动涡轮旋转的瞬时阶段期间能够限制到达涡轮1a的气体的温度的事实是延长涡轮的使用寿命的关键要素。

事实上，在该启动阶段期间，涡轮受到由于高达由推进剂的燃烧产生的热气的温度的周围环境温度所造成的急剧上升的热梯度的作用。

在图2和图3中，通过位于涡轮的给送管路上的交换器8、9来调节给送至涡轮泵的涡轮1a的压缩空气的温度。

在图2中，示例性交换器是空气/空气交换器8，空气/空气交换器8定位在外部空气入口的高度处，使得飞行器所穿过的外部空气对向涡轮1a给送的增压气体进行冷却。

在图3中，示例性交换器9是空气/液体交换器，其定位在向泵1b给送推进剂12的回路中，这在推进剂处于低温温度的情况下特别有利。

显然，能够将低温管路用作冷却源，或者能够将在该低温管路中循环流通的所有流体或部分流体用作交换器的冷却回路中的冷却源。

涡轮泵的回路包括与涡轮泵的涡轮连通的气体发生器的燃烧室10。

向该气体发生器被给送有由涡轮泵的泵1b、1c泵送的低温推进剂11、12，所述低温推进剂11、12在燃烧室中由燃烧室自身已知的点燃装置点燃。

压缩空气被喷射到涡轮中，或者由于涡轮与气体发生器的燃烧室之间没有任何阀，压缩空气的喷射套管延伸至该燃烧室，该燃烧室也容纳有空气，这便于点燃推进剂。

在该情况下，空气给送回路用于在启动气体发生器向涡轮进行给送的阶段喷射来自由涡轮喷气发动机排放的空气的氧气，这是改进该启动阶段的一种方案类型。

事实上，就低温技术推进剂而言，在液体相中进行启动并不易于控制。这就是为何用来自空气的氧气来点燃液体燃料会使启动气体发生器的阶段以及因此启动火箭马达的阶段更为可靠的原因。

因此，启动火箭马达包括两个步骤：首先，将压缩空气喷射到涡轮泵的涡轮中；然后，由于涡轮由压缩空气驱动，因而将推进剂喷射到发生器的燃烧室10中，以便产生气体以驱动涡轮泵。一旦涡轮泵启动，当气体发生器中的压力超过阀15的设定时，通过该阀阻止将空气喷射到涡轮中。

因此，排放来自压缩机出口的空气是本发明的优点所在，而排放在涡轮喷气发动机的燃烧室中或下游的空气不具有这种优点，因为在该燃烧室中或下游的空气不再有任何可用作氧化剂的氧气。

在这种设置形式中，首先，通过使用由压缩机6喷射的空气来启动涡轮1a旋转，同时，通过阀113、114来关闭推进剂给送管路111、112。然后，通过打开阀114将由涡轮泵泵送的液体燃料(例如，推进剂12)喷射到室10中，并且通过点燃装置比如火花塞将该燃料与来自压缩空气的氧气点燃。然后通过打开阀113来喷射氧化剂11。当已经建立起燃烧时，通过关闭阀13来切断空气给送，这样就结束了火箭马达启动阶段。

应当指出的是，在运载工具是两级航天飞机的情况下，仅需要在涡轮喷气发动机与涡轮之间的压缩空气管路中设置自动断开装置，该自动断开装置能够在级分离时将该管路断开。

因此，在启动气体发生器的阶段期间，本发明的装置将氧气喷射到推进剂或者喷射在液体推进剂的混合物中，以改进气体发生器的液体推进剂的燃烧的启动。

该系统提供的另一可能性在于，通过以下述方式启动涡轮能够以减小的推力模式来操作火箭马达：通过将火箭推进系统的有限流量的液体氧化剂12与来自涡轮喷气发动机的空气一起燃烧来启动涡轮。

这种操作模式仅限于有涡轮喷气发动机运行的航空大气飞行阶段，这种操作模式能够解决运载工具对额外推力的可能的要求。

特别地，本发明适用于具有双(涡轮喷气发动机和火箭马达)推进系统的航天飞机或者具有双(涡轮喷气发动机和火箭马达)推进系统的高超音速飞行器。

Claims (12)

1.一种用于启动飞行器的火箭马达(2)的涡轮泵(1)的装置，所述飞行器包括火箭马达和用于推进所述飞行器的涡轮发动机，其特征在于，所述装置包括气压源，所述气压源用于通过如下回路来启动所述涡轮泵的涡轮(1a)：所述回路用于喷射通过分接部(4)从用于推进所述飞行器的所述涡轮发动机(5)的压缩机级(6a)排放的压缩空气，所述分接部(4)位于所述涡轮发动机的燃烧室(7)的上游侧。

2.根据权利要求1所述的装置，还包括用于驱动所述涡轮泵(1)的所述涡轮(1a)旋转的气体发生器的燃烧室(10)，当所述火箭马达运行时，所述室被给送有液体推进剂(11、12)。

3.根据权利要求2所述的装置，其中，用于将压缩空气喷射到所述涡轮中的所述回路适于向所述室(10)填充所述压缩空气，以便在所述气体发生器的点燃阶段期间将氧气与至少一种液体推进剂喷射到一起或者将氧气喷射到液体推进剂的混合物中，以改进这些液体推进剂的燃烧的起始过程。

4.根据权利要求1、2或3所述的装置，包括用于对排放的所述空气进行冷却的装置(8、9)。

5.根据权利要求4所述的装置，其中，所述冷却装置包括由来自所述飞行器外部的空气冷却的热交换器(8)。

6.根据权利要求4或5所述的装置，其中，所述冷却装置使用用于向所述火箭马达给送低温推进剂的管路的全部或一部分。

7.根据前述权利要求中的任一项所述的装置，其中，用于所述涡轮泵的所述涡轮的气压源的用于喷射压缩空气的所述回路设置有阀(13)、校准装置(14)和单向阀(15)，从而适于由所述分接部实现所述涡轮的快速且可控的旋转。

8.一种用于推进飞行器的系统，所述飞行器包括至少一个推进涡轮发动机(5)和至少一个火箭马达(2)，其特征在于，所述系统包括用于启动所述火箭马达(2)的涡轮泵(1)的根据前述权利要求中的任一项所述的装置。

9.一种包括根据权利要求8所述的推进系统的航天飞机。

10.一种包括根据权利要求8所述的推进系统的高超音速飞行器。

11.一种通过根据权利要求1至7中的任一项所述的装置来启动火箭马达的涡轮泵的方法，所述方法包括如下两个步骤：首先，将压缩空气喷射到所述涡轮泵的涡轮中；然后，由于所述涡轮由所述压缩空气驱动，因而将推进剂喷射到气体发生器的燃烧室(10)中以驱动所述涡轮泵。

12.根据权利要求11所述的方法，其中，当所述气体发生器中的压力超过阀(15)的设定时，通过所述阀阻止空气喷射到所述涡轮中。