阅读说明：本技术 一种多级泵级间分流的核热发动机系统 (Nuclear heat engine system with multistage pump interstage shunting ) 是由 王浩泽 徐凯 何雪晴 赵海龙 胡长喜 于槟恺 于 2020-04-07 设计创作，主要内容包括：一种多级泵级间分流的核热发动机系统,包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室。本发明采用级间分流的方式,即部分工质从多级泵的非最末级叶轮2a输出端流出,另一部分工质从多级泵的最末级叶轮2b输出端流出。且从侧反射层7c出来的工质和从辅助加热元件7b出来的工质在集合腔7d入口处的压力几乎相等,两路工质压差的绝对值≤0.8MPa。本发明解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题,实现了涡轮泵分系统轴功的降低,提高了核热火箭发动机的室压和比冲,并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。(A nuclear heat engine system with multi-stage pump interstage shunting comprises a storage tank, a multi-stage pump, a turbine, a shaft system, a main valve, a secondary control valve, a reactor and a thrust chamber. The invention adopts an interstage flow dividing mode, namely part of working medium flows out from the output end of the non-final-stage impeller 2a of the multi-stage pump, and the other part of working medium flows out from the output end of the final-stage impeller 2b of the multi-stage pump. And the pressure of the working medium from the side reflecting layer 7c and the pressure of the working medium from the auxiliary heating element 7b at the inlet of the collecting cavity 7d are almost equal, and the absolute value of the pressure difference of the two working mediums is less than or equal to 0.8 MPa. The invention solves the problem of shaft work waste of the turbopump in the closed expansion circulation scheme of the conventional nuclear thermal rocket engine, realizes the reduction of the shaft work of the turbopump subsystem, improves the room pressure and the specific impulse of the nuclear thermal rocket engine, and fills the blank of the domestic closed expansion circulation scheme of the low-shaft-work nuclear thermal rocket engine.)

一种多级泵级间分流的核热发动机系统

技术领域

本发明涉及一种多级泵级间分流的核热发动机系统，属于火箭动力系统设计领域。

背景技术

进入21世纪以来，世界各航天大国都在积极探讨重返月球、登陆火星等星际载人飞行计划，为实现相应空间任务，要求航天推进动力系统具有更高的推进性能。核热火箭发动机将核裂变反应堆取代液体火箭发动机的燃烧室，利用核裂变产生的能量加热推进剂至高温后通过超声速喷管膨胀产生推力，以分子量最小的氢作为核热火箭发动机的推进剂时，其比冲可达900s及以上，约为液氢/液氧火箭发动机的2倍，是实现深空探测任务的理想动力。

核热火箭发动机具有单一推进剂、无燃烧过程的特点，适宜的系统方案为闭式膨胀循环、开式膨胀循环和抽气循环，其中闭式膨胀循环方案是比冲最高的方案，为核热火箭发动机系统方案的最佳选择。

现有的核热发动机闭式膨胀循环系统方案中，工质在进入涡轮前分为两路，分流位置在泵后或推力室再生冷却夹套出口处。上述系统方案存在的问题是，两路工质在进入反应堆入口处的集合腔时压力相差达2-6MPa，需要在进入集合腔前对高压路采用节流元件降压，降至与低压路相同的压力，造成了明显的压力浪费，增大了涡轮泵分系统的轴功负担，也限制了核热火箭发动机的室压和比冲的提升。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种多级泵级间分流的核热发动机系统，解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题，实现了涡轮泵分系统轴功的降低，提高了核热火箭发动机的室压和比冲，并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。

本发明的技术解决方案是：

一种多级泵级间分流的核热发动机系统，包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室；反应堆为圆柱形结构，最内层为燃料元件、燃料元件外侧包覆有辅助加热元件，辅助加热元件外侧包覆有侧反射层，燃料元件和辅助加热元件上方设置有集合腔；燃料元件和辅助加热元件内部设置有多个孔；推力室包括喷管和再生冷却夹套，其中再生冷却夹套位于喷管外侧；再生冷却夹套和侧反射层中加工有相连通的工质通道，辅助加热元件中加工有相连通的工质进入通道和工质流出通道；

多级泵由多级叶轮串联形成；多级泵通过轴系与涡轮连接，三者共同组成了涡轮泵分系统；贮箱的出口通过管路与多级泵的首级叶轮输入端连接，多级泵中一个非最末级叶轮的输出端通过管路与主阀连接，主阀通过管路与再生冷却夹套中的工质通道连接；侧反射层中的工质通道出口通过管路与集合腔连接；多级泵的最末级叶轮的输出端通过管路与副控阀连接，副控阀通过管路与辅助加热元件中的工质进入通道连接，辅助加热元件中的工质流出通道出口通过管路与涡轮入口连接，涡轮出口通过管路与集合腔连接；主阀、副控阀和反应堆均与外部控制系统连接。

经侧反射层工质通道进入集合腔入口处的气体工质与由涡轮出口进入集合腔入口处的气体工质的压差绝对值≤0.8MPa。

非最末级叶轮的输出端和最末级叶轮的输出端均设置有调节元件，用于调节流出的工质质量流量。

从非最末级叶轮输出端流出的工质质量流量与从最末级叶轮输出端流出的工质质量流量之和等于贮箱流出的工质总质量流量，且从最末级叶轮输出端流出的工质质量流量占贮箱流出的工质总质量流量的20％-50％。

燃料元件材料为钨基金属陶瓷、石墨基复合燃料、二元碳化物燃料或三元碳化物燃料。

所述钨基金属陶瓷为UO₂、Gd₂O₃与W的混合物，所述石墨基复合燃料为ZrC_x、UC_x与石墨的混合物，所述二元碳化物燃料为UC_x与ZrC_x的混合物，所述三元碳化物燃料为UC_x、NbC_x与ZrC_x的混合物。

侧反射层材料为Be或BeO。

当反应堆堆型为热中子堆时，辅助加热元件为具有慢化作用的支撑管，所述支撑管材料为高温合金或不锈钢；当反应堆堆型为快中子堆时，辅助加热元件为驱动元件，材料与燃料元件相同。

贮箱中的工质为液氢、液氦、液氮、液氧或液甲烷。

所述核热发动机系统的工作过程如下：

S1、发动机启动时，外部控制系统控制反应堆发生核裂变反应；

S2、外部控制系统控制主阀和副控阀打开；

S3、工质从贮箱流入多级泵进行增压，一路工质从多级泵的非最末级叶轮输出端流出，另一路工质从多级泵的最末级叶轮输出端流出；

S4、从多级泵的非最末级叶轮输出端流出的工质流经主阀，依次进入推力室的再生冷却夹套和反应堆的侧反射层进行吸热，从侧反射层流出的气体工质进入集合腔；

S5、从多级泵的最末级叶轮输出端流出的工质流经副控阀，进入反应堆的辅助加热元件进行吸热，形成的气体进入涡轮进行放热做功，以驱动多级泵的转动；从涡轮出口流出的气体进入集合腔；

S6、两路气体工质在反应堆的集合腔中进行掺混，掺混后的工质由集合腔流入燃料元件进行对流吸热，燃料元件出口处的工质温度≥2500K，吸热后的全部气体工质进入喷管进行膨胀做功，产生推力。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

(1)本发明采用多级泵级间分流的方式直接在多级泵内将工质分为从不同级叶片出口流出的两路，实现在集合腔7d入口处两路气体工质的压力几乎相等，因此将涡轮泵分系统的轴功浪费大幅降低，轴功浪费值相较现有技术方案减小约75％-90％，本发明的涡轮泵分系统总轴功约为现有方案的80％-90％。

(2)本发明降低了涡轮泵分系统轴功的浪费，使得涡轮的体积更小，并且由于进入多级泵最末级叶轮的工质仅为部分工质而非全部工质，使得多级泵最末级叶轮的叶片尺寸也可降低，因此涡轮泵分系统的重量相较现有方案可降低5％-10％。

(3)在轴功相同的情况下，本发明相较现有技术能够将发动机的室压提升0.5-1.5MPa，提升比例占室压数值的百分比为10％-30％，随着发动机室压的提升，发动机的比冲也将提升0.8s-2s。

附图说明

图1为本发明组成结构图。

具体实施方式

如图1所示，本发明提出一种多级泵级间分流的核热火箭发动机系统，采用闭式膨胀循环方案，系统包括：贮箱1、多级泵2、涡轮3、轴系4、主阀5、副控阀6、反应堆7和推力室8。

多级泵2的级数≥2，图1中用二级泵示意。其中2a表示多级泵的非最末级叶轮、2b表示多级泵的最末级叶轮。反应堆7为核裂变反应堆，外廓呈圆柱形结构，反应堆堆型可以为热中子堆、快中子堆和混合堆，反应堆7主要由四部分组成：燃料元件7a、辅助加热元件7b、侧反射层7c和集合腔7d。推力室8主要由两部分组成：喷管8a和再生冷却夹套8b。反应堆7最内层为燃料元件7a、燃料元件7a外侧包覆有辅助加热元件7b，辅助加热元件7b外侧包覆有侧反射层7c，燃料元件7a和辅助加热元件7b上方设置有集合腔7d。燃料元件7a和辅助加热元件7b内部设置有多个孔；推力室8包括喷管8a和再生冷却夹套8b，其中再生冷却夹套8b位于喷管8a外侧；再生冷却夹套8b和侧反射层7c中加工有相连通的工质通道，辅助加热元件7b中加工有相连通的工质进入通道和工质流出通道。

多级泵2、涡轮3和轴系4共同组成了涡轮泵分系统。贮箱1的出口通过管路与多级泵2的首级叶轮输入端连接，多级泵2中一个非最末级叶轮2a的输出端通过管路与主阀5连接，主阀5通过管路与再生冷却夹套8b中的工质通道连接；侧反射层7c中的工质通道出口通过管路与集合腔7d连接；多级泵2的最末级叶轮2b的输出端通过管路与副控阀6连接，副控阀6通过管路与辅助加热元件7b中的工质进入通道连接，辅助加热元件7b中的工质流出通道出口通过管路与涡轮3入口连接，涡轮3出口通过管路与集合腔7d连接；主阀5、副控阀6和反应堆7均与外部控制系统连接。

不同的反应堆堆型对应着不同的辅助加热元件，对于热中子堆，辅助加热元件为具有慢化作用的支撑管，对于快中子堆，辅助加热元件为与燃料元件7a材料组分相同的驱动元件。

燃料元件7a材料为钨基金属陶瓷(UO₂、Gd₂O₃与W的混合物)、石墨基复合燃料(ZrC_x、UC_x与石墨的混合物)、二元碳化物燃料(UC_x与ZrC_x的混合物)或三元碳化物燃料(UC_x、NbC_x与ZrC_x的混合物)。

辅助加热元件7b为驱动元件时，材料与燃料元件7a相同，辅助加热元件7b为支撑管时，材料为高温合金或不锈钢。侧反射层7c材料为Be或BeO。

工质从贮箱1流入多级泵2进行增压，在多级泵2内进行级间分流，工质的级间分流路数＝2，分流位置为多级泵2的非最末级叶轮2a输出端和最末级叶轮2b输出端。即一路工质从多级泵2的非最末级叶轮2a输出端流出，另一路工质从多级泵2的最末级叶轮2b输出端流出。两路工质的质量流量之和等于贮箱1流出的工质总质量流量，且从最末级叶轮2b输出端流出的工质质量流量占贮箱1流出的工质总质量流量的20％-50％。

本发明采用的工质可以为液氢、液氦、液氮、液氧、液甲烷等，多级泵的非最末级叶轮2a输出端和多级泵的最末级叶轮2b输出端处的工质状态为液体，再生冷却夹套8a出口和辅助加热元件7b出口处的工质状态为气体。

现有核热火箭发动机系统的工质流经多级泵时，全部工质将从泵的最后一级叶轮流出，而本发明的系统中，部分工质从多级泵的非最末级叶轮2a输出端流出，另一部分工质从多级泵的最末级叶轮2b输出端流出，这种分流方式称为级间分流。

本发明中，非最末级叶轮2a具体选择多级泵的哪一级叶轮、非最末级叶轮2a和最末级叶轮2b输出端的工质质量流量分配、再生冷却夹套8b中工质通道长度、侧反射层7c中工质通道长度、辅助加热元件7b工质进入通道和工质流出通道长度的设计需要保证从侧反射层7c出来的工质和从辅助加热元件7b出来的工质在集合腔7d入口处的压力几乎相等，两路工质压差的绝对值≤0.8MPa。

侧反射层7c中放置有控制鼓，初始状态下，控制鼓背对辅助加热元件7b，且所述控制鼓与外部控制系统连接。

本发明的具体工作过程如下：

S1、发动机启动时，外部控制系统向控制鼓发送转动指令，控制鼓开始进行转动，当控制鼓面向辅助加热元件7b时，反应堆7发生核裂变反应；

S2、外部控制系统控制主阀5和副控阀6打开；

S3、工质从贮箱1流入多级泵2进行增压，一路工质从多级泵2的非最末级叶轮2a输出端流出，另一路工质从多级泵2的最末级叶轮2b输出端流出；

S4、从多级泵2的非最末级叶轮2a输出端流出的工质流经主阀5，依次进入推力室8的再生冷却夹套8a和反应堆7的侧反射层7c进行吸热，从侧反射层7c流出的气体工质进入集合腔7d；侧反射层7c出口处的工质温度为200K-600K；

S5、从多级泵2的最末级叶轮2b输出端流出的工质流经副控阀6，进入反应堆7的辅助加热元件7b进行吸热，形成的气体全部进入涡轮3进行放热做功，以驱动多级泵2的转动，辅助加热元件7b出口处的工质温度为600K-1200K；从涡轮3出口流出的气体进入集合腔7d；

S6、两路气体工质在反应堆7的集合腔7d中进行掺混，掺混后的工质由集合腔7d流入燃料元件7a进行对流吸热，燃料元件7a出口处的工质温度≥2500K，吸热后的全部气体工质进入喷管8a进行膨胀做功，产生推力。

采用本发明的系统，涡轮泵分系统的轴功为现有技术方案下的80％-90％，并且涡轮泵分系统的重量相较现有方案降低5％-10％。同时发动机的室压相较现有技术方案提升0.5MPa-1.5MPa，发动机的比冲相较现有技术方案提升0.8s-2s。

本发明未详细说明部分属本领域技术人员公知常识。