阅读说明：本技术 一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统及火箭 (Circulating precooling system for rocket engine turbine pump and rocket ) 是由 张玺 魏一 彭小波 于 2019-09-12 设计创作，主要内容包括：本发明提供一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统,通过起动器向涡轮通入高压气体以吹动涡轮旋转,从而带动第一泵和第二泵旋转,使第一泵、燃料贮箱及相关的输送通道内部产生压力差,第二泵、助燃剂贮箱及相关的输送通道内部产生压力差。在压力差的作用下,低温燃料从燃料贮箱进入第一泵,预冷完成后返回至燃料贮箱；低温助燃剂从助燃剂贮箱进入第二泵进行预冷,预冷完成后返回至助燃剂贮箱。本发明利用火箭内部原有装置对涡轮泵进行预冷,没有额外设置预冷循环泵或电机等其他设备,使涡轮泵充分预冷的同时,降低了系统的复杂性和制造成本,并有利于火箭减重,从而提高火箭的总体性能。(The invention provides a circulating precooling system for a rocket engine turbine pump, which is characterized in that high-pressure gas is introduced into a turbine through a starter to blow the turbine to rotate, so that a first pump and a second pump are driven to rotate, pressure difference is generated in the first pump, a fuel storage tank and a related conveying channel, and pressure difference is generated in the second pump, a combustion improver storage tank and the related conveying channel. Under the action of pressure difference, low-temperature fuel enters a first pump from a fuel storage tank, and returns to the fuel storage tank after precooling is completed; and the low-temperature combustion improver enters the second pump from the combustion improver storage tank for precooling, and returns to the combustion improver storage tank after precooling is finished. The invention utilizes the original device in the rocket to pre-cool the turbopump, and other devices such as a pre-cooling circulating pump or a motor are not additionally arranged, so that the complexity and the manufacturing cost of the system are reduced while the turbopump is fully pre-cooled, and the weight of the rocket is reduced, thereby improving the overall performance of the rocket.)

一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统及火箭

技术领域

本发明涉及航天设备的循环制冷领域，具体涉及一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统及火箭。

背景技术

泵压式火箭发动机是由飞行器自带推进剂而不利用外界空气的喷气发动机。推进剂在火箭发动机内转化为工作介质的动能，形成高速射流排出而产生推力。涡轮泵是火箭发动机的心脏部份，由涡轮和泵组成。涡轮和泵一般采用直联，由涡轮带动泵旋转以对液体推进剂进行增压。

泵压式火箭发动机起动前需要进行预冷，即利用推进剂或其他低温介质对发动机(主要是涡轮泵)及其输送系统进行冷却，以达到发动机起动要求的温度，保证涡轮泵的安全运行。当不预冷或者预冷不充分时，推进剂在输送管路和发动机流道内受热而强烈汽化，导致发动机涡轮泵产生汽蚀、飞转，引起压力和流量的波动、失速运行、富氧燃烧等，造成发动机起动时间和推力爬升时间的延长，严重时还可能导致起动完全失败。因此发动机点火前对发动机及其输送系统进行充分预热至关重要。

涡轮泵的预冷方式主要有排放预冷或循环预冷两类，循环预冷又可分为自然循环预冷和强制循环预冷两种。强制循环预冷的效果最佳，因此目前一般通过设置预冷循环泵进行强制循环预冷。预冷循环泵是专门为预冷设置的独立组件，只在发动机起动前使用，需要额外设置电机或涡轮作为动力，从而增加了系统复杂性。

发明内容

因此，本发明要解决的技术问题在于克服火箭发动机涡轮泵需要设置额外设备进行循环预冷从而增加了系统的复杂性的缺陷，从而提供一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统及火箭。

为此，本申请采取的技术方案为，

本申请提供一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统，包括设置于火箭发动机内部的第一泵、第二泵和涡轮，所述涡轮用于带动第一泵和第二泵运转，还包括，

起动器，其上设置有出气口，所述出气口与所述涡轮的进气端连通，以使所述起动器中的高压气体推动所述涡轮转动；

燃料贮箱，其上设置有第一出口和第一进口，所述第一出口与所述第一泵的第一进液端连通，所述第一泵的第一出液端与所述第一进口连通；

助燃剂贮箱，其上设置有第二出口和第二进口，所述第二出口与所述第二泵的第二进液端连通，所述第二泵的第二出液端与所述第二进口连通。

进一步地，所述第一泵包括第一壳体、设置于所述第一壳体内的第一中心转动轴及围绕所述第一中心转动轴设置其上的若干第一叶片，所述第一进液端设置于所述第一壳体上位于所述第一中心转动轴的轴向上，所述第一出液端靠近所述第一叶片的边缘设置所述第一壳体上。

进一步地，所述第二泵包括第二壳体、设置于所述第二壳体内的第二中心转动轴及围绕所述第二中心转动轴设置其上的若干第二叶片，所述第二进液端设置于所述第二壳体上且位于所述第二中心转动轴的轴向上，所述第二出液端靠近所述第二叶片的边缘设置所述第二壳体上。

进一步地，所述涡轮包括第三壳体、设置于所述第三壳体内的第三中心转动轴及围绕所述第三中心转动轴设置其上的若干第三叶片，所述进气端靠近所述第三叶片的边缘设置所述三壳体上。

进一步地，所述涡轮还包括出气端，所述出气端设置于所述第三壳体上且位于所述第三中心转动轴的轴向上，以使高压气体从所述涡轮排出。

进一步地，所述第一中心转动轴、第二中心转动轴和第三中心转动轴为同一中心转动轴；

所述第一壳体、第二壳体与第三壳体彼此互不连通。

进一步地，所述第一壳体内设置有第一温度检测单元，以测量所述第一泵的温度；所述第二壳体内设置有第二温度检测单元，以测量所述第二泵的温度。

进一步地，沿所述第二中心转动轴的轴向方向上，在所述第二中心转动轴上至少间隔设置由若干第二叶片构成的第一转动单元和由若干第二叶片构成的第二转动单元，所述第二进液端靠近所述第二转动单元设置，所述第二出液端靠近所述第一转动单元中的叶片边缘设置。

进一步地，所述涡轮与起动器之间设置有第一阀门，以控制高压气体从所述起动器进入所述涡轮内；

所述起动器还设置有充气口，以使气体通过充气口充入所述起动器内。

本申请提供一种火箭，采用本发明所述的循环预冷系统。

本发明技术方案，具有如下优点：

1.本发明提供的用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统，所述起动器上设置有出气口，所述出气口与所述涡轮的进气端连通，以使所述起动器中的高压气体推动所述涡轮转动；所述燃料贮箱上设置有第一出口和第一进口，所述第一出口与所述第一泵的第一进液端连通，所述第一泵的第一出液端与所述第一进口连通；所述助燃剂贮箱上设置有第二出口和第二进口，所述第二出口与所述第二泵的第二进液端连通，所述第二泵的第二出液端与所述第二进口连通。通过起动器向涡轮通入高压气体以吹动涡轮旋转，从而带动第一泵和第二泵旋转，使第一泵、燃料贮箱及相关的输送通道内部产生压力差，第二泵、助燃剂贮箱及相关的输送通道内部产生压力差。在压力差的作用下，低温燃料从燃料贮箱的第一出口流出并通过第一泵的第一进液端进入第一泵进行预冷，继而从第一泵的第一出液端流出并由燃料贮箱的第一进口返回至燃料贮箱，使第一泵预冷至发动机起动要求的温度；低温助燃剂从助燃剂贮箱的第二出口流出并通过第二泵的第二进液端进入第二泵进行预冷，继而从第二泵的第二出液端流出并由助燃剂贮箱的第二进口返回至助燃剂贮箱，使第二泵预冷至发动机起动要求的温度。其中，起动器、燃料贮箱及助燃剂贮箱均为火箭内部设置的原有装置。本发明利用火箭内部原有装置对涡轮泵进行预冷，没有额外设置预冷循环泵或电机等其他设备，使涡轮泵充分预冷的同时，降低了系统的复杂性和制造成本，并有利于火箭减重，从而提高火箭的总体性能。

2.本发明提供的用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统，低温燃料对第一泵进行预冷并返回至燃料贮箱，第一泵中的热量传递给燃料；同理低温助燃剂对第二泵进行预冷并返回至助燃剂贮箱，第二泵中的热量传递给助燃剂。火箭发动机工作时，燃料和助燃剂分别从燃料贮箱与助燃剂贮箱流出进入推力室并剧烈燃烧转变为高温高压气体，继而被加速成超声速气流喷出，产生作用在火箭发动机上的推力，推动火箭前进。本发明将第一泵和第二泵中的热量转化为了发动机的推力，从而实现了对热量的充分利用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明

具体实施方式

或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1是本发明实施例1中涡轮泵的循环预冷系统的结构示意图；

图2是本发明实施例1中涡轮泵的结构示意图；

附图标记：

1－第一泵；1－1－第一进液端；1－2－第一出液端；2－第二泵；2－1－第二进液端；2－2－第二出液端；3－涡轮；3－1－进气端；3－2－出气端；4－起动器；4－1－出气口；4－2－充气口；5－燃料贮箱；5－1－第一出口；5－2－第一进口；6－助燃剂贮箱；6－1－第二出口；6－2－第二进口；7－第一阀门。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”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，因此不能理解为对本发明的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

此外，下面所描述的本发明不同实施方式中所涉及的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互结合。

实施例1

本实施例提供一种用于火箭发动机涡轮泵的循环预冷系统，如图1－2所示，包括设置于火箭发动机内部的第一泵1、第二泵2和涡轮3，涡轮3用于带动第一泵1和第二泵2运转，还包括，

起动器4，其上设置有出气口4－1，出气口4－1与涡轮3的进气端3－1连通，以使起动器4中的高压气体推动涡轮3转动；进一步地，起动器4为高压气瓶起动器4，高压气体为氮气；

燃料贮箱5，其上设置有第一出口5－1和第一进口5－2，第一出口5－1与第一泵1的第一进液端1－1连通，第一泵1的第一出液端1－2与第一进口5－2连通；进一步地，燃料为液体燃料，可以为液氢、肼、甲基肼、偏二甲肼、煤油、酒精、液化天然气中的一种；优选为液化天然气。

助燃剂贮箱6，其上设置有第二出口6－1和第二进口6－2，第二出口6－1与第二泵2的第二进液端2－1连通，第二泵2的第二出液端2－2与第二进口6－2连通；进一步地，助燃剂为液体助燃剂，可以为液氧、四氧化二氮、过氧化氢、硝酸中的一种；优选为液氧。

上述循环预冷系统通过起动器4向涡轮3通入高压气体以吹动涡轮3旋转，从而带动第一泵1和第二泵2旋转，使第一泵1、燃料贮箱5及相关的输送通道内部产生压力差，第二泵2、助燃剂贮箱6及相关的输送通道内部产生压力差。在压力差的作用下，低温燃料从燃料贮箱5的第一出口5－1流出并通过第一泵1的第一进液端1－1进入第一泵1进行预冷，继而从第一泵1的第一出液端1－2流出并由燃料贮箱5的第一进口5－2返回至燃料贮箱5，使第一泵1预冷至发动机起动要求的温度；低温助燃剂从助燃剂贮箱6的第二出口6－1流出并通过第二泵2的第二进液端2－1进入第二泵2进行预冷，继而从第二泵2的第二出液端2－2流出并由助燃剂贮箱6的第二进口6－2返回至助燃剂贮箱6，使第二泵2预冷至发动机起动要求的温度。其中，起动器4、燃料贮箱5及助燃剂贮箱6均为火箭内部设置的原有装置。本发明利用火箭内部原有装置对涡轮泵进行预冷，没有额外设置预冷循环泵或电机等其他设备，使涡轮泵充分预冷的同时，降低了系统的复杂性和制造成本，并有利于火箭减重，从而提高火箭的总体性能。火箭发动机工作时，燃料和助燃剂分别从燃料贮箱5与助燃剂贮箱6流出进入推力室并剧烈燃烧转变为高温高压气体，继而被加速成超声速气流喷出，产生作用在火箭发动机上的推力，推动火箭前进。本发明将第一泵1和第二泵2中的热量转化为了发动机的推力，从而实现了对热量的充分利用。

进一步地，起动器4还设置有充气口4－2，以使气体通过充气口4－2充入起动器4内。

作为具体的实施例，第一泵1包括第一壳体、设置于第一壳体内的第一中心转动轴及围绕第一中心转动轴设置其上的若干第一叶片，第一进液端1－1设置于第一壳体上位于第一中心转动轴的轴向上，第一出液端1－2靠近第一叶片的边缘设置第一壳体上；第二泵2包括第二壳体、设置于第二壳体内的第二中心转动轴及围绕第二中心转动轴设置其上的若干第二叶片，第二进液端2－1设置于第二壳体上且位于第二中心转动轴的轴向上，第二出液端2－2靠近第二叶片的边缘设置第二壳体上；涡轮3包括第三壳体、设置于第三壳体内的第三中心转动轴及围绕第三中心转动轴设置其上的若干第三叶片，进气端3－1靠近第三叶片的边缘设置三壳体上；进一步地，涡轮3还包括出气端3－2，出气端3－2设置于第三壳体上且位于第三中心转动轴的轴向上，以使高压气体从涡轮3排出。

进一步地，第一中心转动轴、第二中心转动轴和第三中心转动轴为同一中心转动轴，使涡轮3带动第一泵1和第二泵2运转；

第一壳体、第二壳体与第三壳体彼此互不连通；第一壳体与第二壳体之间不连通以防止燃料与助燃剂相遇发生***，从而保证涡轮泵工作安全可靠；具体的，第一壳体与第二壳体之间通过浮动环构成动密封系统。

进一步地，第一壳体内设置有第一温度检测单元，以测量第一泵1的温度；第二壳体内设置有第二温度检测单元，以测量第二泵2的温度。

作为可选的实施方式，第一泵1与第二泵2的结构可以相同，也可以不同，根据实际情况选择。具体的，如图2所示，第二泵2的结构为：沿第二中心转动轴的轴向方向上，在第二中心转动轴上至少间隔设置由若干第二叶片构成的第一转动单元和由若干第二叶片构成的第二转动单元，第二进液端2－1靠近第二转动单元设置，第二出液端2－2靠近第一转动单元中的叶片边缘设置；第一泵1的结构为：沿第一中心转动轴的轴向方向上，在第一中心转动轴上设置由若干第一叶片构成的第三转动单元，第一进液端1－1靠近第三转动单元设置并位于第一中心转动轴的轴向上，第一出液端1－2靠近第三转动单元中的叶片边缘设置。

进一步地，涡轮3与起动器4之间设置有第一阀门7，以控制高压气体从起动器4进入涡轮3内；第一泵1的第一出液端1－2与燃料贮箱5的第一进口5－2之间设置有第二阀门，第二泵2的第二出液端2－2与助燃剂贮箱6的第二进口6－2之间设置有第三阀门；第一阀门7打开前，打开第二阀门与第三阀门，以使预冷过程中低温燃料与低温助燃剂可以顺利返回至燃料贮箱5与助燃剂贮箱6；预冷完成后，关闭第一阀门7、第二阀门与第三阀门，以使火箭发动机起动后燃料与助燃剂可以顺利进入燃烧室，从而产生作用在发动机上的推力推动火箭前进；进一步地，第一阀门7、第二阀门与第三阀门为电磁阀。

本实施例还提供一种火箭，采用本发明的循环预冷系统。

实施例2

本实施例提供一种火箭，采用上述实施例1中的循环预冷系统，具体地，火箭采用液体推进剂；

此外，上述循环预冷系统的工作原理如下：

1)充气：打开第一阀门，高压气体从起动器的出气口流出并由涡轮的进气端进入涡轮；

2)旋转：高压气体吹动涡轮的第三叶片旋转，并带动第一泵的第一叶片和第二泵的第二叶片旋转，继而由涡轮的出气端排出，从而使第一泵、燃料贮箱及相关的输送通道内部产生压力差，第二泵、助燃剂贮箱及相关的输送通道内部产生压力差；具体的，燃料贮箱的第一出口的压力高于第一泵的第一进液端，第一泵的第一出液端的压力高于燃料贮箱的第一进口，助燃剂贮箱的第二出口的压力高于第二泵的第二进液端，第二泵的第二出液端的压力高于助燃剂贮箱的第二进口。

3)预冷：在压力差的作用下，低温燃料从燃料贮箱的第一出口流出并通过第一泵的第一进液端进入第一泵进行预冷，继而从第一泵的第一出液端流出并由燃料贮箱的第一进口返回至燃料贮箱；低温助燃剂从助燃剂贮箱的第二出口流出并通过第二泵的第二进液端进入第二泵进行预冷，继而从第二泵的第二出液端流出并由助燃剂贮箱的第二进口返回至助燃剂贮箱。

4)关闭：第一温度检测单元测量第一泵的温度，第二温度检测单元测量第二泵的温度。当第一泵与第二泵预冷至发动机起动要求的温度时，关闭第一阀门，完成预冷。

显然，上述实施例仅仅是为清楚地说明所作的举例，而并非对实施方式的限定。对于所属领域的普通技术人员来说，在上述说明的基础上还可以做出其它不同形式的变化或变动。这里无需也无法对所有的实施方式予以穷举。而由此所引伸出的显而易见的变化或变动仍处于本发明创造的保护范围之中。