CN111720238B - 基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。

Description

基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机
技术领域
本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
背景技术
在月球探测和(载人)月面着陆的任务过程中，为了实现月面轨道转移和月面软着陆，要求其发动机具备多次起动、工况深度调节(10％—100％)、长时间工作(1000s)以及可靠工作等性能。
美国“阿波罗”登月下降级发动机采用有混肼和四氧化二氮的挤压式系统，该类型的发动机结构简单、可靠性高，但是性能偏低，且推进剂有毒。
前苏联曾提出过“L-3”登月舱动力系统，采用下降发动机和上升发动机集成的形式，其中主发动机采用偏二甲肼和四氧化二氮的燃气发生器循环，该发动机为开式循环，性能适中，但是结构相对复杂。
中国提出的7500N登月变推力发动机采用偏二甲肼和四氧化二氮的挤压式系统，采用针栓式喷注器实现变推力，该发动机简单可靠，但是性能不如闭式循环系统。
发明内容
为了解决现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题，本发明提供了一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
本发明的技术解决方案是：
一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器和氦气控制单元；所述推力室包括燃烧室和喷管；所述喷管内设置有喷管冷却夹层；其特殊之处在于：
还包括气氧贮箱；
所述涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；
所述第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室的上方，其第一气氧入口G2接气氧贮箱的出口，其煤油入口R2接煤油贮箱的出口，其出口设置在推力室的燃烧室；
所述第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上，其第一气氧入口G3接气氧贮箱的出口，其煤油入口R3接煤油贮箱的出口，其出口接强迫启动涡轮的入口；所述强迫启动涡轮的出口与外界相通；
所述燃料泵的入口与煤油贮箱的出口连接，所述燃料泵的出口依次连接燃料流量调节装置和开关阀，所述开关阀的出口接进入推力室的燃烧室；
所述氧化剂泵的入口与液氧贮箱出口相连，所述氧化剂泵的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口经液氧节流阀后接喷管冷却夹层的入口，在喷管冷却夹层内蒸发为气氧后分为三路，其中一路接气氧贮箱的第一气氧入口，另外两路分别经燃气流量调节装置和主涡轮后进入推力室的燃烧室进行燃烧；
所述气氧贮箱的第二气氧入口接高富氧燃气贮箱的出口；
所述氦气控制单元包括氦气贮箱、开关和减压阀组、两个液氧管路控制器(DC1、DC2)、两个煤油管路控制器(DC3、DC4)；
所述液氧节流阀的两个气控口(C1、C2)分别接两个液氧管路控制器(DC1、DC2)；
所述开关阀的两个气控口(C3、C4)分别接两个煤油管路控制器(DC3、DC4)。
进一步地，所述燃气流量调节装置和所述燃料流量调节装置均为节流阀。
进一步地，所述燃气流量调节装置和所述燃料流量调节装置均为流量调节器。
进一步地，所述液氧节流阀和开关阀均为电动气阀。
进一步地，所述推力室喷管面积比为200。
进一步地，所述喷管冷却夹层设置在面积比小于12的部分；所述喷管其余部分采用烧蚀复合材料。
进一步地，所述推力室设有机械定位针栓式喷注器。
本发明相比现有技术的有益效果是：
1、本发明基于液氧再生冷却膨胀循环原理，充分利用气氧流量大、再生冷却流阻相对较低的优势，采用液氧和煤油作为推进剂，利用液氧对推力室进行再生冷却，液氧吸热后蒸发形成一定温度的气氧，驱动涡轮泵组中的主涡轮做功，为推进剂增压；本发明无需配备预燃室，结构简单，性能高于挤压式系统。
2、本发明的气氧管路及煤油管路上分别设置燃气流量调节装置和燃料流量调节装置，推力室设置机械定位针栓式喷注器，其中燃气流量调节装置可将气氧从主涡轮前直接引到主涡轮后，从而调节主涡轮功率，使得本发明的工况可深度调节；燃料流量调节装置用于工况深度调节工程中调节煤油流量，保证低工况时推力室燃烧稳定性好、冷却可靠。
3、本发明的推力室采用气氧煤油火炬点火器，点火用的气氧和煤油均来源于其他装置，可实现多次可靠起动(点火)，起动次数不小于20次。
4、本发明采用自加注式气氧贮箱，用于存储液氧蒸发后得到的一部分气氧，为多次点火做好准备。
5、本发明采用的涡轮泵组包括强迫启动涡轮，启动时，第二气氧煤油火炬点火装置产生燃气驱动强迫启动涡轮启动，可实现快速启动。
6、本发明的推进剂为液氧和煤油，无毒环保。
附图说明
图1是本发明一个实施例的结构示意图；
附图标记为：
1-推力室，2-气氧贮箱，201-第一气氧入口，202-第二气氧入口，203-出口，3-燃气流量调节装置，4-涡轮泵组，405-主涡轮，406-氧化剂泵，407-强迫启动涡轮，408-燃料泵，5-燃料流量调节装置，6-液氧节流阀，7-开关阀，8-第一气氧煤油火炬点火器，9-第二气氧煤油火炬点火器，10-球阀，11-氦气控制单元，1101-氦气贮箱，1102-开关和减压阀组。
具体实施方式
以下结合附图及具体实施例对本发明做进一步的描述。
参照图1，该液体火箭发动机包括推力室1、气氧贮箱2、燃气流量调节装置3、涡轮泵组4、燃料流量调节装置5、液氧节流阀6、开关阀7、第一气氧煤油火炬点火器8和第二气氧煤油火炬点火器9和氦气控制单元11。推力室1包括燃烧室和喷管，喷管内设置有喷管冷却夹层，第一气氧煤油火炬点火器8设置在推力室1的燃烧室。气氧贮箱2的出口设有球阀10。
涡轮泵组4包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮405、氧化剂泵406、强迫启动涡轮407和燃料泵408。
氧化剂泵406的入口与液氧贮箱出口相连，氧化剂泵406的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口接液氧节流阀6的入口；液氧节流阀6的出口接推力室1的喷管冷却夹层；推力室1的出口分别接气氧贮箱2的第一气氧入口201、燃气流量调节装置3的入口和涡轮泵组4的入口。气氧贮箱2的第二气氧入口202接高富氧燃气贮箱，气氧贮箱2的出口分别接第一气氧煤油火炬点火器8的第一气氧入口G2和第二气氧煤油火炬点火器9的第一气氧入口G3；第一气氧煤油火炬点火器8的煤油入口R2和第二气氧煤油火炬点火器9的煤油入口R3分别接煤油贮箱的出口；第一气氧煤油火炬点火器8的出口设置在推力室1的燃烧室。
燃料泵408的入口与煤油贮箱的出口连接，燃料泵408的出口接燃料流量调节装置5的入口，燃料流量调节装置5的出口接开关阀7的入口，开关阀7的出口接推力室1的燃烧室。
强迫启动涡轮407的入口接第二气氧煤油火炬点火器9的出口，强迫启动涡轮407的出口与外界相通。
氦气控制单元11包括氦气贮箱1101、开关和减压阀组1102、两个液氧管路控制器DC1、DC2、两个煤油管路控制器DC3、DC4；
液氧节流阀6的两个气控口C1、C2分别接两个液氧管路控制器DC1、DC2；开关阀7的两个气控口C3、C4分别接两个煤油管路控制器DC3、DC4。
本实施例中的燃气流量调节装置3和燃料流量调节装置5均为流量调节器，液氧节流阀6和开关阀7均为电动气阀，推力室喷管面积比为200，喷管冷却夹层设置在面积比小于12的部分，喷管其余部分采用烧蚀复合材料。本实施例采用具有机械定位针栓式喷注器的推力室。
该发动机的工作原理如下：
第二气氧煤油火炬点火器9点火，强迫启动涡轮407启动，带动主涡轮405、氧化剂泵406和燃料泵408启动。
液氧贮箱中的低温液氧由氧化剂泵406的入口进入后经液氧节流阀6后进入推力室1的喷管冷却夹层，对推力室1进行再生冷却，液氧吸热后蒸发形成一定温度的气氧后再分为三部分，其中大部分气氧用于驱动主涡轮405做功，其余部分用于加注气氧贮箱2或通过燃气流量调节装置3后进入推力室1的燃烧室燃烧。用于驱动主涡轮405做功的气氧也进入推力室1的燃烧室燃烧。主涡轮405稳定工作后强迫启动涡轮407即可停止工作。燃气流量调节装置3可将气氧从主涡轮405前直接引到主涡轮405后，从而调节主涡轮405的功率，使该发动机的工况可深度调节。煤油贮箱中的煤油由燃料泵408的入口进入，经燃料流量调节装置5和开关阀7后进入推力室1燃烧室，与推力室1燃烧室的气氧混合燃烧。
气氧贮箱2为第一气氧煤油火炬点火器8和第二气氧煤油火炬点火器9供气氧，煤油贮箱为第一气氧煤油火炬点火器8和第二气氧煤油火炬点火器9供煤油。第一气氧煤油火炬点火器8和第二气氧煤油火炬点火器9均可实现多次可靠点火，且起动次数不小于20次。气氧贮箱2用于贮存再生冷却气氧，为多次点火储备气氧。
氦气控制单元11控制液氧节流阀6和开关阀7的通断。
以上所述仅为本发明的实施例，并非对本发明保护范围的限制，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接或间接运用在其他相关的技术领域，均包括在本发明的专利保护范围内。

Claims (7)

1.一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室(1)、燃气流量调节装置(3)、涡轮泵组(4)、燃料流量调节装置(5)、液氧节流阀(6)、开关阀(7)、第一气氧煤油火炬点火器(8)、第二气氧煤油火炬点火器(9)和氦气控制单元(11)；所述推力室(1)包括燃烧室和喷管；所述喷管内设置有喷管冷却夹层；
其特征在于：
还包括气氧贮箱(2)；
所述涡轮泵组(4)包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮(405)、氧化剂泵(406)、强迫启动涡轮(407)和燃料泵(408)；
所述第一气氧煤油火炬点火器(8)设置在推力室(1)的燃烧室的上方，其第一气氧入口G2接气氧贮箱(2)的出口(203)，其煤油入口R2接煤油贮箱的出口，其出口设置在推力室(1)的燃烧室；
所述第二气氧煤油火炬点火器(9)设置在强迫启动涡轮(407)上，其第一气氧入口G3接气氧贮箱(2)的出口(203)，其煤油入口R3接煤油贮箱的出口，其出口接强迫启动涡轮(407)的入口；所述强迫启动涡轮(407)的出口与外界相通；
所述燃料泵(408)的入口与煤油贮箱的出口连接，所述燃料泵(408)的出口依次连接燃料流量调节装置(5)和开关阀(7)，所述开关阀(7)的出口接进入推力室(1)的燃烧室；
所述氧化剂泵(406)的入口与液氧贮箱出口相连，所述氧化剂泵(406)的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口经液氧节流阀(6)后接喷管冷却夹层的入口，在喷管冷却夹层内蒸发为气氧后分为三路，其中一路接气氧贮箱(2)的第一气氧入口(201)，另外两路分别经燃气流量调节装置(3)和主涡轮(405)后进入推力室(1)的燃烧室进行燃烧；
所述气氧贮箱(2)的第二气氧入口(202)接高富氧燃气贮箱的出口；
所述氦气控制单元(11)包括氦气贮箱(1101)、开关和减压阀组(1102)、两个液氧管路控制器(DC1、DC2)、两个煤油管路控制器(DC3、DC4)；
所述液氧节流阀(6)的两个气控口(C1、C2)分别接两个液氧管路控制器(DC1、DC2)；
所述开关阀(7)的两个气控口(C3、C4)分别接两个煤油管路控制器(DC3、DC4)。
2.根据权利要求1所述的基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其特征在于：所述燃气流量调节装置(3)和所述燃料流量调节装置(5)均为节流阀。
3.根据权利要求1所述的基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其特征在于：所述燃气流量调节装置(3)和所述燃料流量调节装置(5)均为流量调节器。
4.根据权利要求1或2或3所述的基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其特征在于：所述液氧节流阀(6)和开关阀(7)均为电动气阀。
5.根据权利要求4所述的基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其特征在于：所述推力室喷管面积比为200。
6.根据权利要求4所述的基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其特征在于：所述喷管冷却夹层设置在喷管面积比小于12的部分；除所述喷管冷却夹层以外的其余部分采用烧蚀复合材料。
7.根据权利要求6所述的基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其特征在于：所述推力室(1)设有机械定位针栓式喷注器。
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112196699B (zh) * 2020-10-19 2021-07-30 北京天兵科技有限公司 一种液体火箭发动机燃气导管集成结构
CN112267956B (zh) * 2020-10-23 2021-08-27 贵州航天朝阳科技有限责任公司 双组元液体推进剂火箭发动机燃烧室及燃烧控制方法
CN112628019A (zh) * 2020-12-18 2021-04-09 西安航天动力研究所 一种补燃循环发动机推力室喷注器冷却流路及其设计方法
CN112664826A (zh) * 2020-12-18 2021-04-16 西安航天动力研究所 全流量补燃循环液氧甲烷发动机火炬点火器气源充气装置
CN112253332B (zh) * 2020-12-22 2021-04-06 西安空天引擎科技有限公司 一种单调变推大变比针栓式喷注器
CN114458476A (zh) * 2020-12-28 2022-05-10 北京天兵科技有限公司 一种液体火箭发动机冷气驱动强迫起动系统和方法
CN112377331B (zh) * 2021-01-18 2021-04-06 北京星际荣耀空间科技股份有限公司 一种火箭发动机多次点火起动装置及具有其的火箭发动机
CN113404621B (zh) * 2021-06-19 2022-08-16 西北工业大学 火星上升飞行器用固液混合发动机及方法
CN114837853B (zh) * 2022-05-20 2024-01-16 西北工业大学 固液混合发动机多次启动点火方法及装置
CN115355106A (zh) * 2022-08-24 2022-11-18 深圳驭龙航天科技有限公司 燃烧室抽气循环液体火箭发动机

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6226980B1 (en) * 1999-01-21 2001-05-08 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo Nauchno-Proizvodstvennoe Obiedinenie “Energomash” Imeni Akademika V.P. Glushko Liquid-propellant rocket engine with turbine gas afterburning
RU2232915C2 (ru) * 2002-03-14 2004-07-20 ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза
RU2545613C1 (ru) * 2014-03-11 2015-04-10 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
CN204344305U (zh) * 2014-12-16 2015-05-20 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种一次起动泵压式液体火箭发动机泵前关机试验系统
CN105422317A (zh) * 2015-12-09 2016-03-23 西安航天动力研究所 一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法
WO2018051566A1 (ja) * 2016-09-14 2018-03-22 株式会社Ihi 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム
CN108953003A (zh) * 2018-06-28 2018-12-07 西安航天动力研究所 一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统及推力深度调节方法
CN109736953A (zh) * 2018-12-13 2019-05-10 西安航天动力研究所 气体驱动预压涡轮的多次起动液氧煤油发动机及起动方法

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6226980B1 (en) * 1999-01-21 2001-05-08 Otkrytoe Aktsionernoe Obschestvo Nauchno-Proizvodstvennoe Obiedinenie “Energomash” Imeni Akademika V.P. Glushko Liquid-propellant rocket engine with turbine gas afterburning
RU2232915C2 (ru) * 2002-03-14 2004-07-20 ОАО "НПО Энергомаш им. акад. В.П. Глушко" Жидкостный ракетный двигатель с дожиганием турбогаза
RU2545613C1 (ru) * 2014-03-11 2015-04-10 Николай Борисович Болотин Жидкостный ракетный двигатель
CN204344305U (zh) * 2014-12-16 2015-05-20 中国航天科技集团公司第六研究院第十一研究所 一种一次起动泵压式液体火箭发动机泵前关机试验系统
CN105422317A (zh) * 2015-12-09 2016-03-23 西安航天动力研究所 一种用于发动机的起动箱式多次起动系统及起动方法
WO2018051566A1 (ja) * 2016-09-14 2018-03-22 株式会社Ihi 電動アシスト液体燃料ロケット推進システム
CN108953003A (zh) * 2018-06-28 2018-12-07 西安航天动力研究所 一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统及推力深度调节方法
CN109736953A (zh) * 2018-12-13 2019-05-10 西安航天动力研究所 气体驱动预压涡轮的多次起动液氧煤油发动机及起动方法

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