CN114060170B - 一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机 - Google Patents

一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机 Download PDF

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Abstract

本发明涉及一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，由一套涡轮泵、一个分级燃烧推力室和相应控制阀等组成，无燃气发生器，涡轮泵的涡轮由推力室上腔直接引出的富燃燃气驱动。分级燃烧推力室采用上腔和下腔两级燃烧模式，部分的氧化剂与全部燃料在推力室上腔组织富燃燃烧，形成温度相对较低的富燃燃烧区，产生的富燃燃气再引入推力室下腔，与从氧泵后引入的大部分氧化剂进行补燃燃烧。推力室上腔的混合比依据涡轮可承受的富燃燃气的温度来选取。本发明提系统简单、组件少，无燃气发生器组件，推力室主燃烧区为气液燃烧、燃烧稳定性好等特点，可以较大幅度地降低发动机成本、提高发动机推重比和可靠性。

Description

一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机
技术领域
本发明属于火箭发动机，涉及一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，可用于商业运载火箭、空间飞行器的液体推进剂泵压式火箭发动机。
背景技术
目前运载火箭和空间飞行器所采用的泵压式发动机的系统循环方式主要有开式循环和闭式循环两类。闭式循环性能较高但系统复杂，开式循环液体火箭发动机虽然存在涡轮排气损失，性能相对较低，但由于其系统简单、制造成本低、推重比可以达到相对较高的水平，目前仍是商业航天主要的选择，如美国space X公司猎鹰九商业运载火箭所用的梅林发动机，采用的就是开式循环方式。开式循环液体火箭发动机主要有两种方式：一种是燃气发生器循环，另一种是抽气循环。
燃气发生器循环一般由独立的燃气发生器、涡轮泵、推力室、阀等组成，如我国的仍在使用的常规推进剂火箭发动机YF-20；而抽气循环无燃气发生器，系统更为简单。抽气循环发动机可以采用从主燃烧室引出燃气驱动涡轮，但由于主燃烧室燃气温度很高，一般超过3000K,工程上实现无法采用超高温度的燃气来驱动涡轮，因此这种抽气循环在国际上无应用实例。利用低温推进剂介质在推力室冷却套加热气化膨胀做工驱动涡轮(驱动涡轮之后的气态推进剂介质直接排出外界)也是一种无燃气发生器的抽气循环方式，但这种抽气循环发动机不是从主燃烧室引出燃气，驱动涡轮的推进剂介质未参与燃烧，其做工能力取决于气态推进剂的膨胀做工能力，只适用于低温推进剂介质的发动机，如液氧/液氢、液氧/甲烷推进剂组合。日本的LE-9开式膨胀循环发动机就是这类抽气循环发动机的一种。
本发明提出一种无独立燃气发生器，通过组织主燃烧室分级燃烧，从主燃烧室引出低温燃气的一种抽气循环发动机。这种新型抽气循环发动机具有系统简单可靠、适应性广等特点，既适用于双低温推进剂组合、又适用于液氧/煤油推进剂和常温推进剂组合。
发明内容
要解决的技术问题
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，旨在大幅简化液体火箭发动机系统、解决运载火箭用发动机系统复杂度相对较高、可靠性保证难度大的问题。
技术方案
一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，其特征在于包括分级燃烧推力室6及点火器3、涡轮泵及启动器1、相关阀门以及管路；所述分级燃烧推力室6采用两级燃烧模式，由上至下依次为推力室上腔6-1、气液喷注器6-2、推力室下腔6-3和尾喷管6-4，其中部分氧化剂与全部燃料在推力室上腔6-1中组织富燃燃烧，气液喷注器6-2设有富燃燃气喷注单元和氧化剂喷注单元，推力室上腔6-1中产生的富燃燃气与氧化剂泵后大部分氧化剂通过气液喷注器6-2进入推力室下腔6-3进行补燃燃烧，生成的燃气经尾喷管加速膨胀后排出推力室，推力室的四周设有推力室燃料冷却通道6-5，出口与推力室上腔6-1连通；外部燃料通过燃料泵8和燃料阀9与推力室燃料冷却通道6-5入口连接；外部氧化剂通过氧化剂泵7和氧副阀4、氧主阀5分别与推力室上腔6-1以及气液喷注器6-2连通；所述涡轮泵包括涡轮2以及与其同轴串联的燃料泵8和氧化剂泵7，启动器1与涡轮的集合器连接；所述涡轮泵的涡轮由分级燃烧推力室上腔6-1直接引出的富燃燃气驱动，燃气驱动涡轮后直接排到外界。
所述启动器包括火药启动器或高压气瓶启动器。
所述推力室燃料冷却通道6-5外部设有推力室氧化剂冷却通道6-6，外部氧化剂通过氧化剂泵7、氧主阀5和推力室氧化剂冷却通道6-6与气液喷注器6-2连通。
所述外部氧化剂通过氧化剂泵7，连通一个总阀12，直接与推力室上腔6-1连通，再通过氧主阀5与气液喷注器6-2连通。
有益效果
本发明提出的一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，由一套涡轮泵、一个分级燃烧推力室和相应控制阀等组成，无燃气发生器，涡轮泵的涡轮由推力室上腔直接引出的富燃燃气驱动。分级燃烧推力室采用上腔和下腔两级燃烧模式，即先由部分的氧化剂与全部燃料在推力室上腔组织富燃燃烧，形成温度相对较低的富燃燃烧区，产生的富燃燃气再引入推力室下腔，与从氧泵后引入的大部分氧化剂进行补燃燃烧。推力室上腔的混合比依据涡轮可承受的富燃燃气的温度来选取。开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机采用的推进剂可以是液氧/液氢、液氧/甲烷、液氧/煤油、四氧化二氮/偏二甲肼或者其他推进剂组合。
有益效果：本发明提出的开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机具有系统简单、组件少，无燃气发生器组件，推力室主燃烧区为气液燃烧、燃烧稳定性好等特点，可以较大幅度地降低发动机成本、提高发动机推重比和可靠性。
本发明提出的开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机与常规的开式循环发动机——燃气发生器循环相比，可以减少一个燃气发生器、燃气发生器燃料和氧化剂供应阀、燃气发生器点火装置(对于非自燃推进剂组合)，从而进一步降低了发动机系统的复杂度，更有利于降低成本和提高发动机推重比和可靠性。与开式抽气膨胀循环相比，本发明提出的开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机不仅适应性广，既适用于低温推进剂组合，又适用于常温推进剂组合，同时对于双低温推进剂组合来说，由于驱动涡轮介质参与了部分燃烧，其膨胀做工能力更强，能量损失相对小，更有利于提高发动机性能。
附图说明
图1：一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机方案一系统原理图
图2：一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机方案二系统原理图
图3：一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机方案三系统原理图
图4：为一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机方案四系统原理图
其中：1.火药启动器；2.涡轮；3.火花塞点火器；4.氧副阀；5.氧主阀；6.分级燃烧推力室；6-1.推力室上腔；6-2.气液喷注器；6-3.推力室下腔；6-4.尾喷管；6-5.推力室燃料冷却通道；6-6.推力室氧化剂冷却通道；7.氧化剂泵；8.燃料泵；9.燃料阀；10.高压氮气瓶；11.气瓶阀；12.氧总阀。
具体实施方式
现结合实施例、附图对本发明作进一步描述：
本发明如附图1所示。图中以液氧/煤油推进剂组合为例，也可以是过氧化氢/烃类、氧化氮/烃类、液氧/液氢、液氧/甲烷等推进剂组合。本发明主要由氧化剂泵、燃料泵、涡轮、分级燃烧推力室、氧主阀、氧副阀、燃料阀、火花塞点火器和火药启动器等组件组成。
外部燃料贮箱通过燃料泵前管路与燃料泵入口连接，燃料泵驱动燃料流动，燃料泵出口通过泵后管路与推力室燃料冷却通道入口连接，泵后管路中设置有燃料阀，控制燃料路的流通。
外部氧化剂贮箱通过氧化剂泵前管路与氧化剂泵入口连接，氧化剂泵驱动氧化剂流动，氧化剂泵出口通过泵后管路分别与推力室上腔和气液喷注器连接，与推力室上腔相连的泵后管路中设置有氧副阀，控制氧副路的流通，与气液喷注器相连的泵后管路中设置有氧主阀，控制氧主路的流通。
分级燃烧推力室从上到下依次为推力室上腔、气液喷注器、推力室下腔以及尾喷管，推力室上腔中推进剂进行富燃燃烧，气液喷注器用于阻隔推力室上腔和推力室下腔，同时进行主路氧化剂以及富燃燃气的喷注，推力室下腔中推进剂进行补燃燃烧。此外推力室燃料冷却通道遍布整个分级燃烧推力室壁面内部，用于降低分级燃烧推力室壁面温度。推力室上腔中设置有火花塞点火器，用于推力室上腔中推进剂点火燃烧。
涡轮的集合器一侧通过管路与推力室上腔连接，利用富燃燃气驱动涡轮，另一侧与火药启动器连接，发动机启动时用于启动涡轮，涡轮出口直接与外界连接。涡轮与燃料泵和氧化剂泵同轴依次安装，组成涡轮泵，涡轮转动的同时带动燃料泵和氧化剂泵转动。
其工作原理如下：
启动前燃料充满燃料泵至燃料阀前，氧化剂充满氧化剂泵至氧化剂主阀和氧副阀前，启动时，火药启动器工作，涡轮带动氧化剂泵和燃料泵起旋，泵后压力上升，当泵后压力上升到一定值后，依次打开燃料阀、氧副阀、氧主阀，燃料充填推力室燃料冷却通道后全部进入推力室上腔(富燃燃烧腔)；氧化剂泵后的氧化剂分两路，一路(小部分)经氧副阀进入推力室上腔(富燃燃烧腔)与燃料点火燃烧，产生温度相对较低的富燃燃气，另一路(大部分)经氧主阀进入推力室下腔(气/液燃烧腔)，与从推力室上腔流入的富燃燃气充分燃烧经推力室尾喷管喷出产生推力；推力室上腔产生的富燃燃气大部分进入下游与氧化剂进行气/液燃烧，小部分引至涡轮的集合器，经涡轮喷嘴驱动涡轮，驱动涡轮之后的富燃燃气直接喷出外界。分级燃烧推力室建压以后，驱动涡轮的富燃燃气压力上升，火药启动器停止工作，涡轮由推力室上腔引出的富燃燃气单独驱动，发动机达到稳定工作状态。关机时依次关闭氧主阀、氧副阀、燃料阀，分级燃烧推力室压力下降，驱动涡轮的富燃燃气压力随之下降，发动机关机。
具体实施方式
以液氧/煤油推进剂组合为例，依据技术方案说明的原理，按附图1至附图4配置发动机组件(可增加必要的吹除阀与吹除气源系统)。该发动机驱动涡轮的介质从推力室上腔抽出，考虑涡轮可承受的燃气温度上限，推力室上腔混合比取0.4，对应的富燃燃气温度为1100K，驱动涡轮的流量则可根据系统参数平衡计算结果，通过涡轮喷嘴喉部直径和在富燃燃气引出管路上加节流圈的方式来控制。推力室下腔为补燃区(由泵后引入的大部分氧化剂与上腔流入的富燃燃气进行补燃)，其混合比则可按推力室常规的接近理论混合比原则来选取(此例可以取为2.6)。
液氧煤油为非自燃推进剂，推力室上腔的点火可以采用火药点火，火花塞火炬点火或者化学点火等方式，而推力室下腔为液氧与温度达到1100K的富燃燃气燃烧，无需设置点火器。
此例氧化剂泵和燃料泵采用单级离心泵，涡轮采用冲击式涡轮，涡轮泵启动器可采用火药启动器启动、高压氦气或高压氮气来启动。燃料阀、氧主阀、氧副阀可以采用电控气动阀的方式实现其开关功能。
具体实施方案一：
如附图1所示，本发明主要由火药启动器1、涡轮2、火花塞点火器3、氧副阀4、氧主阀5、分级燃烧推力室6、氧化剂泵7、燃料泵8、燃料阀9等组件组成。分级燃烧推力室6包括推力室上腔6-1、气液喷注器6-2、推力室下腔6-3、尾喷管6-4和推力室燃料冷却通道6-5。
燃料泵8的入口通过燃料泵8的泵前管路与外部燃料贮箱连接，燃料泵8转动后使燃料压力升高，驱动燃料在管路中流动。燃料泵8出口通过泵后管路与推力室燃料冷却通道6-5入口连接，此泵后管路中设置有燃料阀9，控制燃料路的流通。燃料流过推力室燃料冷却通道6-5，用于降低分级燃烧推力室温度，然后全部直接进入推力室上腔6-1。
氧化剂泵7入口通过氧化剂泵7的泵前管路与外部氧化剂贮箱连接，氧化剂泵7转动后使氧化剂压力升高，驱动氧化剂在管路中流动，氧化剂泵7出口与泵后管路连接，泵后管路先是只有一路，在连接到分级燃烧推力室6之前分为两路，一路为氧主路，与推力室上腔6-1连接，另一路为氧副路，与气液喷注器6-2连接，与推力室上腔6-1相连的泵后管路中设置有氧副阀4，控制氧副路的流通，与气液喷注器6-2相连的泵后管路中设置有氧主阀5，控制氧主路的流通。通过氧化剂泵7的氧化剂少部分通过氧副路进入推力室上腔6-1，大部分进入气液喷注器6-2，然后喷注进入推力室下腔6-3。
分级燃烧推力室6从头部到尾部依次为推力室上腔6-1、气液喷注器6-2、推力室下腔6-3以及尾喷管6-4，所有部件同轴设置。在推力室上腔6-1中，全部燃料和少部分氧化剂进行富燃燃烧，生成的大部分富燃燃气经过气液喷注器6-2进入推力室下腔6-3，与气液喷注器6-2喷注出来的氧化剂继续反应，燃烧完全后经尾喷管6-4加速膨胀后排出发动机。气液喷注器6-2用于阻隔推力室上腔6-1和推力室下腔6-3，同时包括氧化剂喷注单元和富燃燃气喷注单元。推力室上腔6-1中设置有火花塞点火器3，用于推力室上腔6-1中燃料和氧化剂的点火燃烧。
涡轮2的集合器一侧通过管路与推力室上腔6-1连接，推力室上腔6-1中生成的少部分富燃燃气进入涡轮2的集合器后驱动涡轮。涡轮2的集合器另一侧与火药启动器1连接，启动涡轮2时，火药启动器1被点燃，生成的燃气进入涡轮2的集合器后启动涡轮，涡轮2出口直接与外界连接，经过涡轮2的气体全部被排到外界。涡轮2与燃料泵8和氧化剂泵7同轴依次安装，装配形成涡轮泵系统，三者之间设置有密封装置。发动机工作时，涡轮2转动的同时带动燃料泵8和氧化剂泵7转动，用于驱动燃料和氧化剂。
具体实施方案二：
如附图2所示，本发明主要由涡轮2、火花塞点火器3、氧副阀4、氧主阀5、分级燃烧推力室6、氧化剂泵7、燃料泵8、燃料阀9、高压氮气瓶10和气瓶阀11等组件组成。方案二与方案一区别在于方案二缺少火药启动器1，但同时增加了高压氮气瓶10和气瓶阀11，高压氮气瓶10通过管路与涡轮2的集合器连接，管路中设置有气瓶阀11。方案二中涡轮2启动过程变为：开启气瓶阀11，高压氮气瓶10中氮气经管路进入涡轮2的集合器后驱动涡轮2运动，涡轮2启动。其他部分与方案一相同。
具体实施方案三：
如附图3所示，本发明主要由火药启动器1、涡轮2、火花塞点火器3、氧副阀4、氧主阀5、分级燃烧推力室6、氧化剂泵7、燃料泵8、燃料阀9等组件组成。分级燃烧推力室6包括推力室上腔6-1、气液喷注器6-2、推力室下腔6-3、尾喷管6-4、推力室燃料冷却通道6-5、推力室氧化剂冷却通道6-6。方案三与方案一区别在于方案三中分级燃烧推力室6加入了推力室氧化剂冷却通道6-6，推力室氧化剂冷却通道6-6与推力室燃料冷却通道6-5为两个单独的冷却通道，二者相互隔离，推力室氧化剂冷却通道6-6与氧主阀5后的管路连接。氧主路的氧化剂通过氧主阀5后不直接进入气液喷注器6-2，而是从尾喷管6-4后段或喉部进入推力室氧化剂冷却通道6-6，流经推力室氧化剂冷却通道6-6后全部进入气液喷注器6-2。其他部分与方案一相同。
具体实施方案四：
如附图4所示，本发明主要由火药启动器1、涡轮2、火花塞点火器3、氧主阀5、分级燃烧推力室6、氧化剂泵7、燃料泵8、燃料阀9和氧总阀12等组件组成。方案四与方案一区别在于方案四中缺少氧副阀4，但增加了氧总阀12，氧总阀12设置于氧化剂泵7的泵后管路未分为两路之前，氧副路中无阀门，氧主路中依旧设置氧主阀5。氧总阀12控制全部氧化剂的流通，开启氧总阀12后，氧化剂即可进入推力室上腔6-1，此时再开启氧主阀5，氧化剂才可进入气液喷注器6-2。其他部分与方案一相同。

Claims (3)

1.一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，其特征在于包括分级燃烧推力室（6）及点火器（3）、涡轮泵及启动器（1）、相关阀门以及管路；所述分级燃烧推力室（6）采用两级燃烧模式，由上至下依次为推力室上腔（6-1）、气液喷注器（6-2）、推力室下腔（6-3）和尾喷管（6-4），其中部分氧化剂与全部燃料在推力室上腔（6-1）中组织富燃燃烧，气液喷注器（6-2）设有富燃燃气喷注单元和氧化剂喷注单元，推力室上腔（6-1）中产生的富燃燃气大部分与氧化剂泵后大部分氧化剂通过气液喷注器（6-2）进入推力室下腔（6-3）进行补燃燃烧，生成的燃气经尾喷管加速膨胀后排出推力室，推力室的四周设有推力室燃料冷却通道（6-5），出口与推力室上腔（6-1）连通；外部燃料通过燃料泵（8）和燃料阀（9）与推力室燃料冷却通道（6-5）入口连接；外部氧化剂通过氧化剂泵（7）后，一部分通过氧副阀（4）与推力室上腔（6-1）连通，另一部分通过氧主阀（5）与气液喷注器（6-2）连通；所述涡轮泵包括涡轮（2）以及与其同轴串联的燃料泵（8）和氧化剂泵（7），启动器（1）与涡轮的集合器连接；所述涡轮泵的涡轮由分级燃烧推力室上腔（6-1）直接引出的小部分富燃燃气驱动，燃气驱动涡轮后直接排到外界；
所述启动器包括火药启动器或高压气瓶启动器。
2.一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，其特征在于包括分级燃烧推力室（6）及点火器（3）、涡轮泵及启动器（1）、相关阀门以及管路；所述分级燃烧推力室（6）采用两级燃烧模式，由上至下依次为推力室上腔（6-1）、气液喷注器（6-2）、推力室下腔（6-3）和尾喷管（6-4），其中部分氧化剂与全部燃料在推力室上腔（6-1）中组织富燃燃烧，气液喷注器（6-2）设有富燃燃气喷注单元和氧化剂喷注单元，推力室上腔（6-1）中产生的富燃燃气大部分与氧化剂泵后大部分氧化剂通过气液喷注器（6-2）进入推力室下腔（6-3）进行补燃燃烧，生成的燃气经尾喷管加速膨胀后排出推力室，推力室的四周设有推力室燃料冷却通道（6-5），出口与推力室上腔（6-1）连通；外部燃料通过燃料泵（8）和燃料阀（9）与推力室燃料冷却通道（6-5）入口连接；所述推力室燃料冷却通道（6-5）外部设有推力室氧化剂冷却通道（6-6），外部氧化剂通过氧化剂泵（7）后，一部分通过氧副阀（4）与推力室上腔（6-1）连通，另一部分通过氧主阀（5）、推力室氧化剂冷却通道（6-6）与气液喷注器（6-2）连通；所述涡轮泵包括涡轮（2）以及与其同轴串联的燃料泵（8）和氧化剂泵（7），启动器（1）与涡轮的集合器连接；所述涡轮泵的涡轮由分级燃烧推力室上腔（6-1）直接引出的小部分富燃燃气驱动，燃气驱动涡轮后直接排到外界；所述启动器为火药启动器。
3.一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，其特征在于包括分级燃烧推力室（6）及点火器（3）、涡轮泵及启动器（1）、相关阀门以及管路；所述分级燃烧推力室（6）采用两级燃烧模式，由上至下依次为推力室上腔（6-1）、气液喷注器（6-2）、推力室下腔（6-3）和尾喷管（6-4），其中部分氧化剂与全部燃料在推力室上腔（6-1）中组织富燃燃烧，气液喷注器（6-2）设有富燃燃气喷注单元和氧化剂喷注单元，推力室上腔（6-1）中产生的富燃燃气大部分与氧化剂泵后大部分氧化剂通过气液喷注器（6-2）进入推力室下腔（6-3）进行补燃燃烧，生成的燃气经尾喷管加速膨胀后排出推力室，推力室的四周设有推力室燃料冷却通道（6-5），出口与推力室上腔（6-1）连通；外部燃料通过燃料泵（8）和燃料阀（9）与推力室燃料冷却通道（6-5）入口连接；外部氧化剂通过氧化剂泵（7），连通一个总阀（12），一部分直接与推力室上腔（6-1）连通，其他部分通过氧主阀（5）与气液喷注器（6-2）连通，所述涡轮泵包括涡轮（2）以及与其同轴串联的燃料泵（8）和氧化剂泵（7），启动器（1）与涡轮的集合器连接；所述涡轮泵的涡轮由分级燃烧推力室上腔（6-1）直接引出的小部分富燃燃气驱动，燃气驱动涡轮后直接排到外界；所述启动器为火药启动器。
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