阅读说明：本技术 一种高可靠液体火箭发动机系统 (High-reliability liquid rocket engine system ) 是由 聂万胜 王辉 仝毅恒 于 2020-06-04 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种高可靠液体火箭发动机系统,包括控制系统、燃料泵一、氧化剂泵一、燃料泵二、氧化剂泵二、旋转储能装置、逆变器、电机和压力传感器；旋转储能装置一方面直接输出自身机械能,用于驱动燃料泵一与氧化剂泵一；另一方面将机械能转化为电能输入电机,用于驱动燃料泵二与氧化剂泵二；控制系统通过压力传感器实时监测燃烧室内的压力,并利用逆变器调节电机的输入电压,进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率,从而使得燃烧室的压力保持在设定的恒定范围。本发明摒弃了传统液体火箭发动机中的燃气发生器和涡轮等结构复杂、加工难度大、工作环境恶劣、故障率较高的部件,从而使燃烧室稳定燃烧,保证了发动机系统的可靠性。(The invention discloses a high-reliability liquid rocket engine system, which comprises a control system, a first fuel pump, a first oxidant pump, a second fuel pump, a second oxidant pump, a rotary energy storage device, an inverter, a motor and a pressure sensor, wherein the first fuel pump is connected with the first oxidant pump; the rotary energy storage device directly outputs self mechanical energy for driving the first fuel pump and the first oxidant pump; on the other hand, the mechanical energy is converted into electric energy to be input into the motor, and the electric energy is used for driving the second fuel pump and the second oxidant pump; the control system monitors the pressure in the combustion chamber in real time through the pressure sensor, and adjusts the input voltage of the motor by using the inverter, so as to adjust the transmission power of the second fuel pump and the second oxidant pump, and further keep the pressure in the combustion chamber in a set constant range. The invention abandons the components of the traditional liquid rocket engine, such as the gas generator, the turbine and the like, which have complex structures, high processing difficulty, severe working environment and higher failure rate, thereby ensuring the stable combustion of the combustion chamber and ensuring the reliability of the engine system.)

一种高可靠液体火箭发动机系统

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机领域，特别是一种高可靠液体火箭发动机系统。

背景技术

运载火箭推力有多大，航天的舞台就有多大。液体火箭发动机中的燃烧不稳定问题一直困扰着发动机设计人员，是火箭发动机设计的难点所在。开式循环和闭式循环液体火箭发动机中燃气发生器或预燃室的燃烧不稳定问题频发。

如图3所示，显示了目前世界上最先进的全流量分级燃烧液体火箭动力系统的示意图，其推进剂闭式循环供应系统包含富燃预燃室1'、富氧预燃室2'、燃料涡轮泵3'和氧化剂涡轮泵4'等多个复杂、低可靠性部件。

上述涡轮泵设计复杂，涡轮承受高温、高压、高振动、高转速，因此其设计加工非常困难，可靠性较差，故障率居高不下。据统计，火箭发动机故障中约有一半左右是由涡轮泵导致的，是制约航天推进技术发展的痛点。液体火箭发动机推进剂供应系统自火箭发动机发明之后便无根本变化，渴求出现推进剂供应系统的颠覆性革新。

发明内容

本发明要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种高可靠液体火箭发动机系统，该高可靠液体火箭发动机系统采用旋转储能装置，从而摒弃了传统液体火箭发动机开式循环或闭式循环中的燃气发生器、预燃室、涡轮等结构复杂、加工难度大、工作环境恶劣、故障率较高的部件，彻底改变了传统液体火箭发动机设计，从根本上提高液体火箭发动机工作可靠性和推进剂快速调节能力。

为解决上述技术问题，本发明采用的技术方案是：

一种高可靠液体火箭发动机系统，包括控制系统和均与控制系统相连接的燃料泵一、氧化剂泵一、燃料泵二、氧化剂泵二、旋转储能装置、逆变器、电机和压力传感器。

燃料泵一和燃料泵二均用于向液体火箭发动机的燃烧室输送燃料，氧化剂泵一和氧化剂泵二均用于向液体火箭发动机的燃烧室输送氧化剂。供应系统、喷注器和燃烧室内均设置有压力传感器。

旋转储能装置一方面将直接输出自身机械能，用于驱动燃料泵一与氧化剂泵一。另一方面将机械能转化为电能输入电机，用于驱动燃料泵二与氧化剂泵二。其中，逆变器用于控制电机的输入电压。

控制系统通过压力传感器实时监测供应系统、喷注器和燃烧室内的压力，并利用逆变器调节电机的输入电压，进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，从而使得燃烧室的压力保持在设定的恒定范围。

旋转储能装置包括储能转子、转轴、真空仓和永磁无刷电机定子。

储能转子同轴套设在转轴外周，真空仓同轴套设在储能转子的外周，且转轴两端分别从真空仓两端伸出，形成两个输出端，用于直接输出自身机械能，从而驱动燃料泵一与氧化剂泵一。

永磁无刷电机定子同轴设置在储能转子外周的真空仓内壁面。储能转子中一体化设置有电机转子，电机转子和永磁无刷电机定子构成永磁无刷电机。

转轴通过超导磁悬浮轴承与真空仓转动连接。

转轴的输出端分别通过减速器与氧化剂泵一或燃料泵一相连接。

转轴的输出端通过花键与减速器的输入轴花键连接。真空仓还包括两个辅助仓，两个辅助仓同轴套设在两个减速器输入轴的外周。每个辅助仓的一端密封连接在真空仓壳体外壁面上，另一端密封连接在减速器壳体上。

储能转子采用碳纤维和铜纤维混合编织而成，能够承受400m/s的表面速度。

储能转子为圆盘状结构采用等应力设计结构，储能转子的形状系数K_s为0.9～1，储能转子的储能密度e不小于230Wh/kg；在储能转子形状尺寸不变时，通过提高储能转子的储能密度e，从而提高储能转子的储存能量，进而减轻液体火箭发动机的整体重量。

储能转子采用变截面锥壳或轮辐结构。

控制系统根据设定的火箭推力，向减速器和逆变器输入控制信号，一方面，减速器根据控制信号调整燃料泵一与氧化剂泵一的转速，另一方面逆变器根据控制信号调节电机输入进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，两方面共同调节，实现氧化剂和燃料的流量调节，改变火箭推力。

本发明具有如下有益效果：

1、本发明相对于传统的推进剂闭式循环发动机，采用先进高效的旋转储能装置代替燃气发生器、预燃室和涡轮等传统液体火箭发动机中高温、高压、高转速的高故障率部件，形成简单的直连式推进剂供应系统，大大简化发动机的推进剂增压输运方式，降低发动机故障发生概率，从根本上提高发动机可靠性。

2、本发明的旋转储能装置一方面能实现机械能输出：旋转储能装置通过花键连接减速器、减速器通过花键连接燃料泵一与氧化剂泵一，变速器采用齿轮传动；另一方面能实现电能输出：通过储能转子励磁产生电能并输入到电机，逆变器根据控制信号控制电机输入，保证按需、平稳输出；电机与燃料泵二与氧化剂泵二之间采用花键连接。

3、本发明能实现快速火箭推力调节：控制系统向减速器和逆变器输入控制信号，一方面，减速器根据控制信号调整转速进而调节燃料泵一与氧化剂泵一的转速，另一方面逆变器根据控制信号调节电机输入进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，两方面共同调节，实现氧化剂和燃料的流量调节，改变火箭推力。

4、本发明能实现火箭发动机燃烧控制：控制系统通过采集、诊断发动机供应系统、喷注器、燃烧室内压力变化，一旦发现异常振荡立即向减速器和逆变器输入控制信号，改变发动机工况，实现火箭发动机内燃烧不稳定性的控制，保证发动机安全稳定。

5、上述储能转子为一体化转子，采用碳纤维和铜纤维共同编织而成，碳纤维强度大，可满足高速旋转储能需求；而铜纤维导电，编织而成的储能转子通过励磁可将储能转子机械能转换为电能。这样的一体化设计，可高效利用空间，增大旋转储能装置的能量密度。

附图说明

图1显示了本发明一种高可靠液体火箭发动机系统的结构示意图。

图2显示了本发明中旋转储能装置的结构示意图。

图3显示了现有技术中全流量分级燃烧液体火箭动力系统的示意图。

其中有：

1'.富燃预燃室；2'.富氧预燃室；3'.燃料涡轮泵；4'.氧化剂涡轮泵；

10.燃烧室；

11.氧化泵一；12.氧化泵二；13.燃料泵一；14.燃料泵二；

20.控制系统；

30.电机；31.逆变器；

40.旋转储能装置；

41.储能转子；42.真空仓；421.辅助仓；43.永磁无刷电机定子；44.转轴；45.超导磁悬浮轴承；46.内花键；

50.减速器。

具体实施方式

下面结合附图和具体较佳实施方式对本发明作进一步详细的说明。

本发明的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本发明的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本发明的保护范围。

如图1所示，一种高可靠液体火箭发动机系统，包括控制系统20和均与控制系统相连接的燃料泵一13、氧化剂泵一11、燃料泵二14、氧化剂泵二12、旋转储能装置40、逆变器31、电机30和压力传感器。

燃料泵一和燃料泵二均用于向液体火箭发动机的燃烧室10输送燃料，氧化剂泵一和氧化剂泵二均用于向液体火箭发动机的燃烧室输送氧化剂。

在发动机供应系统、喷注器和燃烧室内均优选设置有压力传感器。

旋转储能装置一方面将直接输出自身机械能，用于驱动燃料泵一与氧化剂泵一。另一方面将机械能转化为电能输入电机，用于驱动燃料泵二与氧化剂泵二。其中，逆变器用于控制电机的输入电压。

如图2所示，旋转储能装置优选包括储能转子41、转轴44、真空仓42和永磁无刷电机定子43。

储能转子同轴套设在转轴外周，储能转子中优选一体化设置有电机转子，电机转子和永磁无刷电机定子构成永磁无刷电机

在本实施例中，储能转子优选采用碳纤维和铜纤维共同编织而成，碳纤维强度大，可满足高速旋转储能需求，相当于储能转子；而铜纤维导电，编织而成的储能转子通过励磁可将储能转子机械能转换为电能，相当于集成在储能转子中的电机转子。因而，使得电机转子和储能转子一体化设计，从而能高效利用空间，增大旋转储能装置的能量密度。

进一步，储能转子优选为圆盘状结构，储能转子的形状系数K_s优选为0.9～1，储能转子的储能密度e不小于230Wh/kg；在储能转子形状尺寸不变时，通过提高储能转子的储能密度e，从而提高储能转子的储存能量，进而减轻液体火箭发动机的整体重量。

以我国典型火箭发动机为例进行理论分析。若按照目前高效旋转储能密度为0.83MJ/kg计算，需要高效旋转储能重量约为4.6t。若按照高效旋转储能材料十年内的发展情况，即高效旋转储能密度为9.72MJ/kg计算，则需要高效旋转储能重量为0.4t，可见，本提案中的高效旋转储能推进剂供应系统不仅能够简化发动机系统设计，提高发动机工作可靠性，更能够实现发动机系统重量的减轻，工程应用价值巨大。

其中，储能转子的储能密度e的计算公式为：

其中，e为储能转子的储能密度，单位为Wh/kg；K_s为储能转子的形状系数；σ_max为储能转子的极限许用应力，单位为MPa；ρ为储能转子的材料密度，单位为kg/cm³。

储能转子作为高效旋转储能系统的储能载体，其旋转速度一般都是上万转，因此储能转子工作时要承受很大的离心力，这样就对储能转子材料的机械强度提出了很高的要求。高强度、低密度的材料将是储能转子的理想材料。因而，碳纤维复合材料因其极高的强度密度比是高效旋转储能转子材料的理想选择。

进一步，储能转子采用碳纤维和铜纤维共同编织而成，相当于在电机转子表面覆盖有碳纤维，故而在对铜纤维进行保护的同时，还能解决电机转子的高速强度问题。

高速电机，由于转速高，电机的功率密度大，其几何尺寸远小于输出功率相同的中低速电机。高速电机可以有多种结构形式，如感应电机、永磁电机和磁阻电机等。特别是永磁电机由于其结构简单，磁密度高、无励磁损耗和效率高等优点，最适合用于大、中型高速发电机。电机在高速旋转时转子的离心力很大，当线速度达到200m/s以上时，常规叠片转子难以承受高速旋转产生的离心力，需要采用特殊的高强度叠片或实心转子。

本发明中，电机转子即为实心转子，由于采用碳纤维和铜纤维共同编织而成，故而强度高，能够承受400m/s表面速度，并能承受较高的温度。

上述真空仓同轴套设在储能转子的外周，且转轴两端分别从真空仓两端伸出，形成两个输出端，用于直接输出自身机械能，从而驱动燃料泵一与氧化剂泵一。

进一步，储能转子还优选采用变截面锥壳或轮辐结构，从而能够实现转轴和轮缘之间大变形协调和承担高速离心载荷。

上述永磁无刷电机定子同轴设置在储能转子外周的真空仓内壁面。永磁无刷电机定子优选为若干个沿真空仓内壁面周向均匀布设的永磁体以及绕设在永磁体上的励磁绕组。永磁无刷电机具有发电和电动功能。

转轴的输出端分别优选通过减速器与氧化剂泵一或燃料泵一相连接。转轴的输出端通过花键与减速器的输入轴花键连接。如转轴的输出端设置内花键46，减速器的输入轴设置有外花键。减速器的输出轴也优选通过花键与氧化剂泵一或燃料泵一相连接。

转轴优选通过超导磁悬浮轴承与真空仓转动连接。超导磁悬浮轴承为储能转子提供支承定位，并传递扭矩。超导磁悬浮轴承的设置，在支撑储能转子的同时，并保证其与真空仓之间无机械摩擦稳定的高速旋转。超导磁悬浮轴承的结构为现有技术，这里不再赘述。研究结果表明，超导磁悬浮轴承的摩擦系数只有10^-7，是电磁悬浮轴承的1/1000，最好的机械轴承的1/10000。高温超导磁轴承技术保证了大功率低损耗高效旋转储能技术的可行性。

由于磁悬浮轴承中磁悬浮转子与磁悬浮转子之间具有一定间隙，故而，本实施例中，真空仓还设有两个辅助仓421，两个辅助仓同轴套设在两个减速器输入轴的外周。每个辅助仓的一端密封连接在真空仓壳体外壁面上，另一端密封连接在减速器壳体上。两个辅助仓的设置，能保证真空仓的密封性能，且不增大占用使用体积。

火箭在发射前，先使用外界电对永磁无刷电机进行充电，永磁无刷电机处于电动状态，电机带动储能转子加速旋转，直至达到设定的某一转速；在储能转子加速旋转的过程中，储能转子以动能的形式把能量储存起来，完成电能到机械动能转换的储存能量过程，能量储存在高速旋转的储能转子中。此时，旋转储能转子的转轴输出端优选通过离合与减速器的输入轴处于解耦合状态。

火箭发射时，停止对永磁无刷电机充电，旋转储能转子的转轴输出端与减速器的输入轴通过花键连接，永磁无刷电机处于发电状态。本发明能够实现如下的火箭推力调节及燃烧室控制：

1、火箭推力调节：控制系统根据设定的火箭推力，向减速器和逆变器输入控制信号，一方面，减速器根据控制信号调整燃料泵一与氧化剂泵一的转速，另一方面逆变器根据控制信号调节电机输入进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，两方面共同调节，实现氧化剂和燃料的流量调节，改变火箭推力。

2、火箭发动机燃烧控制：控制系统通过采集、诊断发动机供应系统、喷注器、燃烧室内压力变化，一旦发现异常振荡立即向减速器和逆变器输入控制信号，改变发动机工况，实现火箭发动机内燃烧不稳定性的控制，保证发动机安全稳定。具体优选控制方法为：控制系统通过压力传感器实时监测供应系统、喷注器和燃烧室内的压力，并利用逆变器调节电机的输入电压，进而调节燃料泵二与氧化剂泵二的输送功率，从而使得燃烧室的压力保持在设定的恒定范围。

以上详细描述了本发明的优选实施方式，但是，本发明并不限于上述实施方式中的具体细节，在本发明的技术构思范围内，可以对本发明的技术方案进行多种等同变换，这些等同变换均属于本发明的保护范围。