阅读说明：本技术 一种气氧燃气发生器 (Gas oxygen gas generator ) 是由 马键 赵剑 秦红强 张相盟 宋春 张晟 高远皓 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,具体涉及一种气氧燃气发生器；解决了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。本发明的技术解决方案是：一种气氧燃气发生器,其特殊之处在于：包括发生器、除水装置、第一开关阀、高富氧燃气贮箱、开关阀、两组多级单向阀组和减压阀；发生器上设有气氧煤油火炬点火器；发生器的液氧入口接上升级液氧贮箱出口,发生器的煤油入口接煤油贮箱出口；发生器的出口接除水装置的入口。(The invention relates to a liquid rocket engine, in particular to a gas oxygen gas generator; the technical problems that the propellant of the orbit control and attitude control power system of the existing lunar surface landing and ascending aircraft is not uniform, the propellant and a high-pressure storage tank thereof need to be additionally equipped, the volume and the mass of the propellant are increased, the effective load of a liquid rocket engine is reduced, and the launching cost is increased are solved. The technical solution of the invention is as follows: a gas oxygen gas generator, characterized in that: comprises a generator, a water removal device, a first switch valve, a high oxygen-enriched fuel gas storage tank, a switch valve, two groups of multi-stage one-way valve sets and a pressure reducing valve; the generator is provided with a gas oxygen kerosene torch igniter; the liquid oxygen inlet of the generator is connected with the outlet of the upgrading liquid oxygen storage box, and the kerosene inlet of the generator is connected with the outlet of the kerosene storage box; the outlet of the generator is connected with the inlet of the water removal device.)

一种气氧燃气发生器

技术领域

本发明涉及一种液体火箭发动机，具体涉及一种气氧燃气发生器。

背景技术

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。

现有月面着陆与上升飞行器的姿控动力系统一般采用的推进剂与主推进剂不同，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，本发明提供了一种气氧燃气发生器，实现轨控与姿控动力系统共用推进剂贮箱。

本发明的技术解决方案是：

一种气氧燃气发生器，其特殊之处在于：

包括发生器、除水装置、第一开关阀、高富氧燃气贮箱、开关阀、两组多级单向阀组和减压阀；

所述发生器上设有气氧煤油火炬点火器；

所述发生器的液氧入口接上升级液氧贮箱出口，发生器的煤油入口接煤油贮箱出口；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一开关阀的入口；第一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下降级发动机气氧贮箱；高富氧燃气贮箱的第二出口接所述第二开关阀的入口；第二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；减压阀的出口接气氧煤油火炬点火器的气氧入口G0和姿控发动机的气氧入口G1；所述气氧煤油火炬点火器的煤油入口R0和姿控发动机的气氧入口G1均接煤油贮箱。

进一步地，所述多级单向阀组包括两组并联的单向阀组，每组所述单向阀组均包括两个串联的单向阀。

进一步地，所述除水装置为离心式除水器。

进一步地，所述第一开关阀为电动气阀。

进一步地，所述第二开关阀为电爆阀。

本发明相比现有技术的有益效果是：

1、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。

2、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。

3、本发明的液氧和煤油分别来源于上升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；

附图标记为：

1-发生器，101-煤油入口，102-液氧入口，103-气氧煤油火炬点火器，2-除水装置，3-第一开关阀，4-高富氧燃气贮箱，401-第一出口，402-第二出口，5-第二开关阀，6-多级单向阀组，601-单向阀，7-减压阀，8-球阀，9-姿控发动机。

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，该气氧燃气发生器包括发生器1、除水装置2、第一开关阀3、高富氧燃气贮箱4、第二开关阀5、两组多级单向阀组6和减压阀7。发生器1上设有气氧煤油火炬点火器103。

发生器1的液氧入口102接上升级液氧贮箱，发生器1的煤油入口101接煤油贮箱，发生器1的出口接除水装置2的入口；除水装置2的出口接第一开关阀3的入口；第一开关阀3的出口接其中一组多级单向阀组6的入口；该多级单向阀组6的出口接高富氧燃气贮箱4的入口，高富氧燃气贮箱4的第一出口401接下降级发动机气氧贮箱，高富氧燃气贮箱4的第二出口402接第二开关阀5的入口；第二开关阀5的出口接另一组多级单向阀组6的入口，该组多级单向阀组6的出口接减压阀7的入口，减压阀7的出口接气氧煤油火炬点火器103的气氧入口G0和姿控发动机9的气氧入口G1，气氧煤油火炬点火器103的煤油入口R0和姿控发动机9的煤油入口R1接煤油贮箱。

本实施例中的除水装置2为离心式除水器，第一开关阀3为电动气阀，第二开关阀5为电爆阀，多级单向阀组6包括两组并联的单向阀组，每组单向阀组包括两个串联的单向阀601。发生器1的煤油入口101、液氧入口102和高富氧燃气贮箱4的第一出口401均设有用于开闭管路的球阀8。

本实施例的工作原理如下：

煤油和液氧分别经发生器1的液氧入口102和煤油入口101进入发生器1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)，该高富氧燃气经除水装置2除水后依次经第一开关阀3和其中一个多级单向阀组6后进入高富氧燃气贮箱4内。高富氧燃气贮箱4出来的高富氧燃气分为两路，一路进入下降级发动机的气氧贮箱储存，另一路依次经过第二开关阀5、另外一组多级单向阀组6后再经减压阀7减压，减压至1～2MPa后给姿控发动机9和气氧煤油火炬点火器103供气氧。该实施例可为自身的气氧煤油火炬点火器103供气氧，实现点火，另外该实施例的其它气氧口如R1还可为其它气氧煤油火炬点火器供气氧。

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。