CN87103346A - 液体燃料火箭发动机 - Google Patents

Abstract

本发明的液体燃料通过一个增压装置增压，增压后在燃烧装置的冷却衬套中气化，然后被输入到燃料燃烧装置中燃烧以产生燃烧气体向外排出，用来作为火箭发动机的推进力。在燃烧装置的大膨胀喷管的周围安装了一个膨胀喷管冷却衬套，由燃烧室冷却衬套出来的部分气化的燃料直接进入到膨胀喷管的冷却衬套中再加热以增加可用于驱动增压装置的势能。而由燃烧室冷却衬套出来的气化燃料的主要部分则供入到燃烧装置内，这些燃料可以燃烧排出而作为火箭推进力。

Description

本发明涉及一台采用液体燃料的火箭发动机，特别是对火箭发动机中所用的燃料系统的改进。在该燃料系统中，化学液体燃料的压力降很小，以保证火箭发动机的气化燃料压力增压器有一个稳定的动力源。

在现有的火箭发动机中，有一种膨胀循环型的液体燃料火箭发动机。现将一台这种型式的火箭发动机的典型结构示于图2。其构成包括：一种推进剂1，例如液氢，它籍助于燃料压力增压器3（为一个燃料泵）加压至一定要求的压力值;第二种推进剂2，例如液氧（是一种氧化剂）籍助另一个用于氧化剂的压力增压器4（为一个氧化剂泵）增压到一定要求的压力;这第二种推进剂2与第一种推进剂1进行反应而发生爆燃。采用这种结构，增压后的推进剂2（液氧）被引入到燃烧室6内。而增压后的推进剂1（液氢）则流过一个燃烧室冷却衬套7，它围绕安装在燃烧室6的外面以对其进行冷却，然后推进剂1再进入到一个增压器驱动装置5内驱动增压器驱动装置作旋转运动。增压器驱动装置5为一个燃气涡轮机或类似装置。此推进剂1再进一步被引入到燃烧室6中。在燃烧室6中推进剂1和2互相反应燃烧或爆燃以产生一股高压燃气流。高压燃气流通过一个膨胀喷管8向外排放，因而产生了火箭发动机的巨大推进力。

推进剂1籍助于燃料增压器3增压，且当冷却燃烧室6时获得一个温升。随着推进剂1的压力增高，增压器驱动装置5就被驱动而作旋转运动。增压器驱动装置5发出的驱动功率用来通过齿轮传动机构10驱动燃料和氧化剂的增压器3和4作旋转运动。

根据常规火箭发动机的结构，从燃烧室6中所产生的热量中获得部分热量的推进剂1用来作为燃料和氧化剂的增压器3和4的驱动工质。一般设计为加热后的推进剂1的全部流量都用于作为二个燃料增压器3和4的驱动流体。

而且，在火箭发动机的常规方案中，通常采用将燃烧室6中所产生的热量以冷却的方式由液态推进剂吸收，这就是所谓的回热-冷却系统。在此方案中，用于冷却燃烧室后的推进剂1的全部流量都作为燃料和氧化剂的增压器3和4的驱动工质。这就要求推进剂1的燃料增压器3设计得具有较大的容量，它应当大到足以补偿由于流经燃烧室冷却衬套7所产生的压力损失，以及由于在增压器驱动装置5中驱动所带来的不可避免的压力下降。因此，就要求提供一个大容量的增压器以抵销相应的压力损失。

为了处理这些不希望出现的问题，在设计中提出过一个措施，典型的表示在图3中，其中辅助燃烧室11是用于作为燃料增压器3的驱动能源，引入部分的推进剂1和2在燃烧室11中进行燃烧，产生的燃烧气体用来给燃料增压器提供能量，这就是所谓的燃气发生循环系统。然而，这种结构有如下缺点，即整个系统不可避免地表现为结构复杂，结果大大增加了重量，因而使系统的可靠性下降。在图3所示的方案中，标号9为一个膨胀喷管冷却衬套，它围绕在大膨胀喷管8的外面，用来流过冷却剂。由燃烧室冷却衬套7出来的部分推进剂1作为大膨胀喷管8的冷却剂而流经膨胀喷管冷却衬套9，然后向外排向大气。

这种燃气发生循环系统，由于增加了辅助燃烧室11而使结构变得复杂，并带来了重量增加及系统可靠性下降的缺点。

本发明针对上述火箭发动机所采用的常规液体燃料增压器在实际使用中存在的问题和缺点从根本上提出了一个适当的解决办法。而这些问题在以前没有被人们注意，也没有任何对策。

本发明的主要目的是提供一种液体燃料火箭发动机，在对结构进行简单的改进后，能有效地使推进剂提高到一定的高压，以提供一个压力储备来驱动推进剂（液体燃料）的增压器。本发明的另一个目的是提供一个比较简单的液体火箭发动机结构，它重量轻、生产成本低且操作可靠性高。

本发明的目的是这样达到的，即对液体燃料火箭发动机的推进剂增压器进行了改进，该火箭发动机包括：一个用来对燃料组份进行增压的燃料增压装置，一个用来对氧化剂组份进行增压的氧化剂增压装置，一个给两个增压装置供给能量的增压器驱动装置，一个燃烧室装置，增压的燃料和氧化剂供入其内以进行燃烧而产生一股向外排出的燃烧气体，一个围绕安装在燃烧室装置外面的燃烧室冷却衬套，它包括一个安装在燃烧气体出口一侧的大膨胀喷管及一个围绕安装在大膨胀喷管外面的膨胀喷管冷却衬套，其中，燃料增压装置的出口与燃烧室冷却衬套的进口相连通，燃烧室冷却衬套的出口与燃烧室的燃料进口及膨胀喷管冷却衬套的进口相连通，膨胀喷管冷却衬套的出口与增压器驱动装置的进口相连通。

根据上述的本发明的火箭发动机推进剂增压器的优越结构，可以获得满意的效果。火箭发动机系统中推进剂总流量中仅很少一部分被用作推进剂增压器的驱动工质。而由增压器增压的总流量先由于冷却燃烧室而获得一个中等的温升，然后其中一部分再利用喷管（也是燃烧室的一部分）的热量进一步加热到要求的值，使其获得足够的热能增量，以致可用来作为工质（工作介质）给推进剂增压器提供能量。

经这种改进后，在结构上就不再需要安排如常规火箭发动机推进剂增压器所要求的那种辅助燃烧室，即不要求增加更多部件，所以自然就获得如重量轻、生产成本低及可靠性比较高等优越效果。

下面将用一个最佳实施例对本发明作进一步详述，详细说明将参照附图，附图中同样的零件注以同样的标号。

图中：

图1是本发明的一个最佳实施例的原理图，表示一个液体燃料火箭发动系统的总的结构。

图2和图3是两个原理图，分别表示两种常规火箭发动机系统的典型结构。

参参照图1，这是根据本发明的液体燃料火箭发动机系统的总体结构原理图。图中可见一种推进剂或液氢通过一个供应管线1供入，另一种推进剂或液氧（氧化剂）由管线2供入，一个推进剂或液体燃料的增压器3用来增加推进剂1的压力，一个氧化剂增压器4用来增加推进剂2的压力，一个增压器驱动装置5用来驱动推进剂增压器3和4作旋转运动，增压器驱动装置5可以是燃气涡轮机或类似装置。一个液体燃料燃烧室6，一个围绕安装在燃烧室6周围的燃烧室冷却衬套7，以及一个安装在燃气流喷出一侧大膨胀喷管8，同时在大膨胀喷管8的扩张部分的周围安装了一个膨胀喷管冷却衬套9，它是用于使流经燃烧室冷却衬套7的推进剂1中的一部分流入其内，并由大膨胀喷管8中的热量来加热这部分推进剂1。

根据本发明的液体燃料增压系统，可以看到推进剂1首先由燃料增压器3升压到一个规定的压力值，然后将它引导流经冷却衬套7而起到对燃烧室6的冷却作用，推进剂1在冷却燃烧室6时获得温升，推进剂1的一部分被引导到喷管冷却衬套9中，推进剂1的其它部分或主要部分供入到燃烧室6内，在那里与同时供入的加压的推进剂（氧化剂）2反应发生燃烧或爆燃，并产生大量的燃烧气体，这些燃烧气体经由大膨胀喷管8向外排出，因而产生了很大的火箭发动机系统的推进力。推进剂1的一小部分在流经喷管冷却衬套9时获得温升而要膨胀其体积，因而在一个受限的空间内由于这些热量而使压力增高，然后再进入增压器驱动装置5内，这个增高的压力就给增压器驱动装置提供能量。所述的增压器驱动装置可以是二台燃气涡轮机，其中用来驱动燃料增压器3的燃气涡轮机的出口与用来驱动氧化剂增压器4的燃气涡轮机的进口相连通。

本发明所提出的结构在运行方面具有如下优点：

在本发明的最佳实施例中，推进剂包括一个燃料组份（液氢）和一个氧化剂组份（液氧），这两组份籍助于在发动机系统中各自的增压器3和4被加压到一个规定的压力。在本方案中，全部加压的液氢都流入燃烧室冷却衬套7中，用它使燃烧室6冷却。

采用这种方案，推进剂1或液氢被加热到140°K，液氢的主要部分流经燃烧室冷却衬套7使燃烧室6冷却后再转入燃烧室6内部与液氧反应并燃烧而生成大量的燃烧气体，产生了一个很大的火箭发动机推进力。

同时，液氢的一小部分在流经燃烧室冷却衬套7后进入到喷管冷却衬套9内，用来冷却大膨胀喷管8，因而获得一个将近600°K的温升，且使压力进一步增加。

结果，由于液氢被加热到这个温度所获得的以增加压力形式的势能被引入到增压器驱动装置5，使增压器驱动装置获得能量而进一步增速，因而相应地使输出功率增加了。

现参照图3，它示出一个常规的燃气发生循环型火箭发动机的典型结构，本发明就是基本这种结构上的。下面将此常规结构与本发明的上述最佳实施例作一对比。

从图3所示的带有辅助燃烧室11的常规的推进剂增压系统中可以看出，一部分液氢在冷却大膨胀喷管8后转入到喷管冷却衬套9中，然后直接向外排出。这部分液氢只是用来作为冷却剂，而它获得的以压力增加形式的那部分势能实际上一点也没有用上。尤其是，一小部分推进剂1和推进剂2进入到辅助燃烧室11，其目的是为增压器3和4提供能量。在辅助燃烧室里，产生了温度约为850°K的燃气，这就可用于驱动增压器3和4。换句话说，辅助燃烧室11加入此系统的目的是产生附加的能量来驱动增压器3和4。

相反，本发明的优点在于冷却大膨胀喷管8所获得的液氢的势能（这在以前是作为废气排出而浪费的）用来作为驱动系统中的增压器的动力源。特别是，与常规结构相反，液氢流经喷管冷却衬套9后转入到增压器驱动装置5中重新利用，而不是作为废气排出。而且，只要对冷却衬套9稍作改进就能容易地实施本发明。

现在，这个系统既没有选用辅助燃烧装置，也没有任何特殊的附加装置，就自然使得该系统具有重量轻和结构简单等优点。另外，由于增压器驱动装置5的驱动介质比常规系统中利用由辅助燃烧室11出来的燃烧气体的温度要低，而使增压器驱动装置5的工作条件可以相应地降低，因而可保证较长的工作寿命并使火箭发动机的操作有较高的可靠性。另外，由于推进剂或液氢是预先由增压器3增压到某个压力，在经由燃烧室冷却衬套7时吸收了流经大膨胀喷管8的热量而压力势能进一步增加，因而提供了一个较高的势能，虽然它比常规方案中的辅助燃烧室中产生的燃烧气体温度要低。本发明的这些优点可以归结为利用了燃烧室6的散热，而使火箭系统得到了很大的改进。由于这些优点，它也可以应用于作为航天飞机的上部模块，以及类似的用途中。

当本发明通过一个特定的实施例作详细的描述时，很明显这不能理解成是对本发明在最佳实施例中所示的具体结构进行限制，正相反，根据上述技术思想，本发明完全可以用许多另外的方案来实现，只要不脱离本发明的范围和精神而都具有相同的优越效果。

根据本发明可以得到一个改进的液体火箭发动机系统，其中推进剂能有效地增高到一个规定的高压值。经过结构上的简单改进来提供一个有效的压力储备，用于驱动推进剂（液体燃料）增压器，而不必采用辅助燃烧室。同时也提供了一个比较简单的液体燃料火箭发动机的结构，它重量轻，因而生产费用较少且操作可靠性高。

还应理解到，所附的权利要求书应包括说明书中所述的整个发明范围，所公开的本发明所有的一般和专门特征。

Claims (3)

1、一种液体燃料火箭发动机，包括：一个用来对燃料组份进行增压的燃料增压装置，一个用来对氧化剂组份进行增压的氧化剂增压装置，一个给两个增压装置供给能量的增压器驱动装置，一个燃烧室，增压的燃料和氧化剂供入其内以进行燃料而产生一股向外排出的燃烧气体，一个围绕安装在燃烧室外面的燃烧室冷却衬套，它包括一个安装在燃烧气体出口一侧的大膨胀喷管及一个围绕安装在大膨胀喷管外面的膨胀喷管冷却衬套，其中，燃料增压装置的出口与燃烧室冷却衬套的进口相连通，燃烧室冷却衬套的出口与燃烧室的燃料进口及膨胀喷管冷却衬套的进口相连通，膨胀喷管冷却衬套的出口与增压器驱动装置的进口相连通。

2、根据权利要求1所述的火箭发动机，其中膨胀喷管冷却衬套是用来作为一个热交换装置，沿圆周安装在上述大膨胀喷管上，上述的燃料组份在流经膨胀喷管冷却衬套时得以再加热并供入到上述增压器驱动装置或二台燃气涡轮机中，这样，所述的二台燃气涡轮机就带动上述的燃料增压装置和氧化剂增压装置作旋转运动。

3、根据权利要求2所述的火箭发动机，其中用来驱动上述燃料增压器装置的燃气涡轮机的出口与用来驱动上述氧化剂增压器装置的燃气涡轮机的进口相连通。

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