CN109322765A - 基于改进膨胀偏转喷管的大推力闭式膨胀循环火箭发动机 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种使用膨胀/偏转喷管的闭式膨胀循环火箭发动机，特别是涉及一种其膨胀/偏转喷管的菌状中心体有较粗的直径，且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面的闭式膨胀循环火箭发动机。由于有更多的吸热表面，吸收了更多热能的工质能够以更高的功率驱动涡轮，使本发明突破了以往业界公认的闭式膨胀循环火箭发动机推力不大于30吨的限制。菌状中心体菌杆部分的截面偏离圆形，配合周围均匀或非均匀排布的针栓喷注器流量上的差异控制，实现了在喷管固定情况下的三轴矢量推进。嵌入加粗的中心体菌杆部分的涡轮可以省掉通向涡轮的管路。同轴对转涡轮分别驱动燃料泵和氧化剂泵的结构减小了体积。
Description
技术领域
本发明涉及一种使用膨胀/偏转喷管的闭式膨胀循环火箭发动机，特别是涉及一种其膨胀/偏转喷管的菌状中心体有较粗的直径，且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面的闭式膨胀循环火箭发动机。
背景技术
驱动现有闭式膨胀循环火箭发动机涡轮的工质所拥有的热能来自燃烧室内壁和喷管。由于工质所能吸收的热能受限于换热表面积，所以现有闭式膨胀循环火箭发动机的推力不大于30吨，这是一个业界共识。现有火箭发动机为了实现推力矢量控制，必须采用泵后摆技术或对整个发动机实施摆动，结构重量很大。喷管高度补偿能力的气塞式火箭发动机在火箭未达到超音速时喷管效率较低，且中心体冷却困难。
发明内容
本发明要解决的第一个技术问题是如何扩大驱动涡轮的工质的吸热面积，使工质能驱动更高功率的涡轮，产生更大的推力。为解决上述技术问题，本发明使用经过改进的膨胀偏转喷管。常规的膨胀偏转喷管(如图1)有一个菌状中心体，菌冠的直径稍大于喷管喉部直径，菌杆直径则尽可能地小，所以燃烧室截面是一带小孔的圆盘。且其冷却工质的整个流动路径是：从下向上流过燃烧室喉部，向上流过燃烧室柱面内壁，在流向工质汇集区域。本发明则扩大了菌杆和菌冠的直径，并在两者的表面内部布满冷却通道，这样就增加了工质的吸热面积。当然，燃烧室和喉部的直径也要相应扩大，使得燃烧室的横截面形状变成了一个圆环。冷却工质的整个流动路径是：从下向上流过燃烧室喉部，向上流过燃烧室柱面内壁，由燃烧室顶盖边缘径向向内流过燃烧室顶盖，向下流过菌杆侧壁，径向向外流到菌冠边缘，再通过一个发卡弯转向后径向向内流向菌冠中心的工质汇集区域。径向向外流到菌冠边缘和径向向内回流的通道都可以是蜿蜒的，以充分利用菌冠的面积。各个流道的出口末端不指向菌冠的圆心，而是有一定切向的偏转，使汇集的工质带旋转地、更高效地冲击涡轮。在流过燃烧室顶盖时冷却通路要躲开针栓喷注器的安装位置。
本发明要解决的第二个技术问题是如何降低发动机重量。让涡轮嵌入加粗的中心体菌杆部分，则可去掉连接位于中心体菌冠处的工质汇集区与涡轮入口之间的管路。
本发明要解决的第三个技术问题是如何在涡轮泵采用双轴设计方案时保持小体积的紧凑设计。本发明采用同轴对转涡轮分别驱动燃料泵和氧化剂泵，一级涡轮通过内轴驱动高功率泵，二级涡轮通过套筒状的外轴驱动低功率泵。由于两级涡轮对转，可以取消两级涡轮间的定子叶片。同轴对转涡轮的轴承安装方式等内容是业界常识，非本发明所要保护的内容。
本发明要解决的第四个技术问题是菌杆部位如何进一步加大吸热面积。本发明的中心体菌杆部分可以采用星形截面以进一步加大换热面积。
本发明要解决的第五个技术问题是如何在喷管固定的情况下实现三轴矢量推进。本发明中心体菌杆部分的横截面外沿采用介于圆形与圆角正方形之间的凸圆角方枕形状，或者就采用圆角正方形的形状。在燃烧室端部围绕中心体以90度旋转对称的形式分布数量为4的倍数的针栓喷注器。在燃烧室端部围绕中心体以90度旋转对称的形式分布数量为4的倍数的针栓喷注器，共有编号为1的针栓喷注器3至编号为4n针栓喷注器的共4n个针栓喷注器，其中n为大于等于2的一个自然数，从喷管向燃烧室顶盖方向看，4n个针栓喷注器被中心体菌杆部分的4个圆角分为1至n、n+1至2n、2n+1至3n、3n+1至4n的4组，以下简称第1至第4组，即每组内的n个喷注器位于燃烧室侧壁1圆弧与中心体近乎圆角矩形的一边2之间，4n个喷注器可以沿圆周均匀分布，也可以组内n个喷注器紧一点，而相邻组间的间隔大点，且要确保全部喷注器保持90度旋转对称，发动机做滚转动作时，加大每组靠边的喷注器的流量，同时等量减少每组内靠另一边喷注器的流量，使发动机产生一个方向的滚转力矩，反之实现向另一方向的滚转；做偏航动作时，加大第1组喷注器的流量，同时等量减少第3组喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的偏航，反之实现向另一方向的偏航；做俯仰动作时，加大第2组喷注器的流量，同时等量减少第4组喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的俯仰，反之实现向另一方向的俯仰。例如，下面以编号为1至8的8个针栓喷注器的实例加以说明。从喷管向燃烧室顶盖的方向看，8个针栓喷注器被中心体菌杆部分的4个圆角分为1和2、3和4、5和6、7和8的4组，即每组内的两个喷注器位于燃烧室侧壁圆弧与中心体近乎圆角矩形的一边之间。每组内两个喷注器与中心体截面圆心构成的夹角等于/小于45度，相邻组边上的两个喷注器与中心体截面圆心构成的夹角等于/大于45度。发动机做滚转动作时，加大1、3、5、7喷注器的流量，同时等量减少2、4、6、8喷注器的流量，因每个喷注器所产生的燃气对中心体的压力不过中心体轴心，所以1、3、5、7喷注器所产生燃气作用于中心体的总转动力矩大于2、4、6、8喷注器所作用的总转动力矩，故发动机产生一个方向的滚转力矩，反之则实现向另一个方向的滚转。做偏航动作时，加大1、2喷注器的流量，同时等量减少5、6喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的偏航，反之实现向另一个方向的偏航。做俯仰动作时，加大3、4喷注器的流量，同时等量减少7、8喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的俯仰，反之实现向另一个方向的俯仰。再以当喷注器个数为12时加以说明，实现一个方向的滚转时，加大1、4、7、10喷注器的流量，2、5、8、11喷注器的流量不变，同时等量减少3、6、9、12喷注器的流量，反之则实现向另一个方向的滚转；实现一个方向的偏航时，加大1、2、3喷注器的流量，同时等量减少7、8、9喷注器的流量，反之则实现向另一个方向的滚转；实现一个方向的俯仰时，加大4、5、6喷注器的流量，同时等量减少10、11、12喷注器的流量，反之则实现向另一个方向的俯仰；
其他未叙述到的内容，如针栓喷注器、氧泵和燃料泵、涡轮轴系等，均为实现使用针栓喷注器的、带膨胀偏转喷管的闭式膨胀循环火箭发动机所需的领域知识，是公知内容，非本发明所要保护的内容。
附图说明
下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。
图1是普通膨胀偏转喷管的侧视图。
图2是一种凸圆角方枕形切割的钻石，用以辅助说明本发明所谓的凸圆角方枕形是何形状。
图3是表示冷却通路和嵌入中心体的双轴涡轮位置的剖视图，为简洁起见喷注器未画出。
图4至图6是沿图3中A-A线的剖视图，反映中心体菌杆部分侧壁外轮廓与周围喷注器位置关系的示意图，并非严格的机械设计图，为简洁冷却通道和涡轮部分未画。图中的喷注器的个数为8，且是沿圆周均匀分布的。图4是中心体菌杆部分横截面为凸圆角方枕形的具体实施方式的示意图，图5是中心体菌杆部分横截面为圆角正方形的具体实施方式的示意图。
图6是中心体菌杆部分横截面为星形的具体实施方式的示意图。
具体实施方式
图4是沿图3中A-A线的剖视图，反映了中心体菌杆部分横截面外轮廓与周围喷注器和燃烧室侧壁之间的位置关系，为中心体菌杆部分横截面为凸圆角方枕形的具体实施方案。图4中1为柱状燃烧室内壁，2为凸圆角方枕形的中心体菌杆部分的横截面，3代表了编号为1的针栓喷注器在燃烧室顶盖上的安装位置。图3是表示冷却通路和嵌入中心体的双轴涡轮位置的剖视图。冷却工质的整个流动路径是：从下向上流过燃烧室喉部10，向上流过燃烧室柱面内壁1，由燃烧室顶盖4边缘径向向内流过燃烧室顶盖，向下流过中心体菌杆侧壁2，径向向外流到菌冠11边缘，再通过一个发卡弯转向后径向向内流向菌冠中心的工质汇集区域12，径向向外流到菌冠边缘和径向向内回流的通道都可以是蜿蜒的，以充分利用菌冠的面积，各个流道的出口末端不指向菌冠的圆心，而是有一定切向的偏转，使汇集的工质带旋转地、更高效地冲击涡轮5，在流过燃烧室顶盖时冷却通路要躲开针栓喷注器的安装位置。同轴对转涡轮分别驱动燃料泵和氧化剂泵，一级涡轮5通过内轴6驱动高功率泵，二级涡轮7通过套筒状的外轴8驱动低功率泵，两级涡轮间无定子叶片。在燃烧室端部围绕中心体均匀分布编号为1的针栓喷注器(3)至编号为8针栓喷注器的共8个针栓喷注器。从横截面的由下到上方向来看，8个针栓喷注器被中心体菌杆部分的4个圆角分为1和2、3和4、5和6、7和8的4组，即每组内的两个喷注器位于燃烧室侧壁1圆弧与中心体近乎圆角矩形的一边2之间。相邻两个喷注器与中心体截面圆心构成的夹角等于45度。发动机做滚转动作时，加大1、3、5、7喷注器的流量，同时等量减少2、4、6、8喷注器的流量，使发动机产生一个方向的滚转力矩，反之实现向另一个方向的滚转；做偏航动作时，加大1、2喷注器的流量，同时等量减少5、6喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的偏航，反之实现向另一个方向的偏航；做俯仰动作时，加大3、4喷注器的流量，同时等量减少7、8喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的俯仰，反之实现向另一个方向的俯仰。
Claims (5)
1.基于改进膨胀偏转喷管的大推力闭式膨胀循环火箭发动机，其特征在于：其膨胀/偏转喷管(9)的菌状中心体有较粗的直径，且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面，冷却工质的整个流动路径是：从下向上流过燃烧室喉部(10)，向上流过燃烧室柱面内壁(1)，由燃烧室顶盖(4)边缘径向向内流过燃烧室顶盖，向下流过中心体菌杆侧壁(2)，径向向外流到菌冠(11)边缘，再通过一个发卡弯转向后径向向内流向菌冠中心的工质汇集区域(12)，径向向外流到菌冠边缘和径向向内回流的通道都可以是蜿蜒的，以充分利用菌冠的面积，各个流道的出口末端不指向菌冠的圆心，而是有一定切向的偏转，使汇集的工质带旋转地、更高效地冲击涡轮(5)，在流过燃烧室顶盖时冷却通路要躲开针栓喷注器的安装位置。
2.权利要求1所述发动机，进一步让涡轮嵌入加粗的中心体菌杆部分，使来自中心体菌冠处工质汇集区的工质直接冲击涡轮(5)，而无需连接管路。
3.权利要求2所述发动机，当涡轮泵采用双轴设计方案时，采用同轴对转涡轮分别驱动燃料泵和氧化剂泵，一级涡轮(5)通过内轴(6)驱动高功率泵，二级涡轮(7)通过套筒状的外轴(8)驱动低功率泵，两级涡轮间无定子叶片。
4.权利要求1所述发动机，进一步中心体菌杆部分可以采用星形截面(13)以进一步加大换热面积。
5.权利要求1所述发动机，在燃烧室端部围绕中心体以90度旋转对称的形式分布数量为4的倍数的针栓喷注器，共有编号为1的针栓喷注器(3)至编号为4n针栓喷注器的共4n个针栓喷注器，其中n为大于等于2的一个自然数，从喷管向燃烧室顶盖方向看，4n个针栓喷注器被中心体菌杆部分的4个圆角分为1至n、n+1至2n、2n+1至3n、3n+1至4n的4组，以下简称第1至第4组，即每组内的n个喷注器位于燃烧室侧壁(1)圆弧与中心体近乎圆角矩形的一边(2)之间，4n个喷注器可以沿圆周均匀分布，也可以组内n个喷注器紧一点，而相邻组间的间隔大点，且要确保全部喷注器保持90度旋转对称，发动机做滚转动作时，加大每组靠边的喷注器的流量，同时等量减少每组内靠另一边喷注器的流量，使发动机产生一个方向的滚转力矩，反之实现向另一方向的滚转；做偏航动作时，加大第1组喷注器的流量，同时等量减少第3组喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的偏航，反之实现向另一方向的偏航；做俯仰动作时，加大第2组喷注器的流量，同时等量减少第4组喷注器的流量，通过不同流量燃气在喷管不同部位膨胀时产生的作用力差，实现箭体向一个方向的俯仰，反之实现向另一方向的俯仰；中心体菌杆部分的横截面外沿(2)有a或b两种：a.介于圆形与圆角正方形之间的凸圆角方枕形状；b.圆角正方形。
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