阅读说明：本技术 一种深度变推多次起动液体火箭动力系统 (Liquid rocket power system capable of starting liquid rockets for multiple times with variable-depth pushing ) 是由 高玉闪 赵剑 马键 邢理想 李春红 武晓欣 陈文� 于 2019-07-03 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种液体火箭发动机,具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统；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,以及现有液氧煤油为主推进剂的月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一,需要额外配备推进剂及其高压贮箱,导致其体积和质量增加,减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题。一种深度变推多次起动液体火箭动力系统,包括液体火箭发动机和推进剂供应系统和气氧燃气发生器；气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。(The invention relates to a liquid rocket engine, in particular to a depth variable-thrust multiple-starting liquid rocket power system; the technical problems that the performance of the existing lunar landing rocket engine is low, the propellant is toxic, the accessories of a pressurization system are complex, the propellant of the existing lunar landing and ascending aircraft orbit control and attitude control power system with liquid oxygen kerosene as the main propellant is not uniform, the propellant and a high-pressure storage tank thereof need to be additionally equipped, the volume and the mass of the existing lunar landing and ascending aircraft orbit control and attitude control power system are increased, the effective load of the liquid rocket engine is reduced, and the launching cost is increased are solved. A liquid rocket power system with variable-depth push and multiple-starting comprises a liquid rocket engine, a propellant supply system and an aerogen gas generator; the gas-oxygen gas generator is used for combusting liquid oxygen and kerosene provided by the propellant supply system to generate high oxygen-enriched gas and storing the high oxygen-enriched gas; the liquid rocket engine is a liquid rocket engine started for multiple times by depth variable thrust based on liquid oxygen expansion cycle.)

一种深度变推多次起动液体火箭动力系统

技术领域

本发明涉及一种液体火箭动力系统，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统。

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。

燃气发生器也称为预燃室，多作为泵压式液体火箭发动机的燃烧组件，主要用于产生高温燃气驱动涡轮做功，为推进剂增压。

现有的月面着陆与上升飞行器的姿控动力系统采用的推进剂一般与主推进剂不同，因此，需要额外配备用于姿控动力系统的推进剂及其高压贮箱，导致液体火箭发动机体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本。

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，以及现有月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题，本发明提供了一种深度变推多次起动液体火箭动力系统。

本发明的技术解决方案是：

一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统；所述推进剂供应系统包括液氧贮箱、煤油贮箱、氦气贮箱和减压阀组；所述液氧贮箱的出口设置氧预压涡轮泵；其特殊之处在于：

还包括气氧燃气发生器；所述气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；

所述液体火箭发动机为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、第一开关阀、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；

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第一开关阀，所述第一开关阀的出口接推力室的燃烧室；

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；

所述气氧贮箱的第二气氧入口接高富氧燃气贮箱的第一出口；

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)；

所述第一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，所述气氧燃气发生器包括发生器、除水装置、第二开关阀、高富氧燃气贮箱、第三开关阀、两组多级单向阀组和减压阀；

所述发生器上设有第三气氧煤油火炬点火器；

发生器的液氧入口接液氧贮箱的A口，发生器的煤油入口接煤油贮箱的B口，所述发生器的出口接所述除水装置的入口；所述除水装置的出口接所述第二开关阀的入口；第二开关阀的出口接其中一组所述多级单向阀组的入口；该多级单向阀组的出口接所述高富氧燃气贮箱的入口，高富氧燃气贮箱的第一出口接气氧贮箱；高富氧燃气贮箱的第二出口接所述第三开关阀的入口；第三开关阀的出口接另一组所述多级单向阀组的入口，该组多级单向阀组的出口接所述减压阀的入口；减压阀的出口分别接第三气氧煤油火炬点火器的气氧入口G0及姿控发动机的气氧入口；所述第三气氧煤油火炬点火器的煤油入口R0及姿控发动机的煤油入口均接煤油贮箱的B口。

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，所述多级单向阀组包括两组并联的单向阀组，每组所述并联的单向阀组均包括两个串联的单向阀。

进一步地，所述液氧节流阀和所述第一开关阀均为电动气阀。

进一步地，所述除水装置为离心式除水器。

进一步地，所述第二开关阀为电动气阀。

进一步地，所述第三开关阀为电爆阀。

进一步地，所述推力室喷管面积比为200。

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、本发明中的液体火箭发动机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，驱动涡轮泵中的涡轮做功，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、本发明液体火箭发动机中的采用的涡轮泵包括强迫启动涡轮，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、本发明推进剂为气氧和煤油，无毒环保。

7、本发明根据工作需求，持续或间断工作，将煤油和液氧燃烧，产生高富氧燃气，将生成的高富氧燃气除水后贮存在富氧燃气贮箱中，为姿控动力系统提供高压气氧，无需额外配备推进剂及其高压贮箱，增大了液体火箭发动机的有效载荷并且减小了发射成本。

8、本发明利用富氧燃气贮箱中的气氧为燃气发生器和发动机的气氧煤油火炬点火器供气氧，富氧燃气贮箱的压力始终保持4～6MPa，可以保证各气氧煤油火炬点火器多次可靠点火。

9、本发明的液氧和煤油分别来源于下降级液氧贮箱和煤油贮箱，实现了轨、姿控动力系统推进剂一体化的目标。

附图说明

图1是本发明一个实施例的结构示意图；

图2是该实施例由断开线1断开后的上部视图；

图3是该实施例由断开线1、断开线2断开后的中部视图；

图4是该实施例由断开线2断开后的下部视图；

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-第一开关阀，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，12-发生器，1201-煤油入口，1202-液氧入口，1203-第三气氧煤油火炬点火器，13-除水装置，14-第二开关阀，15-高富氧燃气贮箱，1501-第一出口，1502-第二出口，16-第三开关阀，17-多级单向阀组，1701-单向阀，18-减压阀，19-液氧贮箱，20-煤油贮箱，21-氦气贮箱，22-减压阀组，23-姿控发动机，24-氧预压涡轮泵。

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和图2，本动力系统包括液体火箭发动机、推进剂供应系统和气氧燃气发生器；推进剂供应系统包括液氧贮箱19、煤油贮箱20和氦气增压单元。氦气增压单元包括氦气贮箱21和减压阀组22。液氧贮箱的出口设置氧预压涡轮泵24；氦气贮箱中的氦气经减压阀组22减压后分别为液氧贮箱19和煤油贮箱20增压。

气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存。

参照图1和图3，液体火箭发动机为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、第二开关阀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。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的燃烧室的上方。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19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24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15，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20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，喷管冷却夹层以外的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。

参照图1和图2，该气氧燃气发生器包括发生器12、除水装置13、第二开关阀14、高富氧燃气贮箱15、第三开关阀16、多级单向阀组17和减压阀18。发生器12上设有第三气氧煤油火炬点火器1203。

发生器12的液氧入口1202接液氧贮箱19的A口，发生器12的煤油入口1201接煤油贮箱20的B口；发生器12的出口接除水装置13的入口；除水装置13的出口接第二开关阀14的入口；第二开关阀14的出口接其中一组所述多级单向阀组17的入口；该多级单向阀组17的出口接高富氧燃气贮箱15的入口，高富氧燃气贮箱15的第一出口1501接气氧贮箱2；高富氧燃气贮箱15的第二出口1502接第三开关阀16的入口；第三开关阀16的出口接另一组多级单向阀组17的入口，该组多级单向阀组17的出口接减压阀18的入口；减压阀18的出口接气氧煤油火炬点火器1203的气氧入口G0和姿控发动机23的气氧入口；气氧煤油火炬点火器1203的煤油入口R0和姿控发动机23的煤油入口均接煤油贮箱20的B口。

该动力系统的工作原理如下：

参照图1、图2、图3和图4，氦气贮箱21中的氦气经减压阀组22减压后分别为液氧贮箱19和煤油贮箱20增压。第二气氧煤油火炬点火器9点火，强迫启动涡轮407启动，带动涡轮405、氧化剂泵406和燃料泵408启动。

液氧贮箱19中的液氧由氧化剂泵406的入口进入后分为两路，第一路进入氧预压涡轮泵24的氧预压涡轮驱动入口，驱动氧预压涡轮，带动氧预压涡轮泵24做功，为液氧贮箱19增压；第二路经液氧节流阀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20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20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。

煤油和液氧分别经发生器12的液氧入口1202和煤油入口1201进入发生器12内燃烧，产生高富氧燃气(该高富氧燃气包括O₂、CO₂和H₂O，为高温、高富氧、高压气体，其压力为4～6MPa，该高富氧燃气依次经除水装置13除水、第二开关阀14后进入高富氧燃气贮箱15内。高富氧燃气贮箱15出来的高富氧燃气分为两路，一路进入气氧贮箱2储存，另一路依次经过第二开关阀16、多级单向阀组17后再经减压阀18减压至1～2MPa后给姿控发动机23和其他气氧煤油火炬点火器供气氧。G1是其他气氧煤油火炬点火器的气氧入口，R1是其他气氧煤油火炬点火器的煤油入口。

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。