阅读说明：本技术 液体火箭发动机系统 (Liquid rocket engine system ) 是由 刘洋 于 2019-12-18 设计创作，主要内容包括：本发明公开了一种液体火箭发动机系统,该液体火箭发动机系统包括推力室和电动泵系统,电动泵系统包括用于向推力室输送燃料的燃料泵、用于向推力室输送氧化剂杀完氧化剂泵、用于驱动燃料泵和氧化剂泵转动的电机系统。本发明中采用了电动泵系统,不仅能够为发动机泵送高压推进剂,而且结构简单,同时容易实现大范围的推力调节,无需增加额外分系统。(The invention discloses a liquid rocket engine system, which comprises a thrust chamber and an electric pump system, wherein the electric pump system comprises a fuel pump for conveying fuel to the thrust chamber, an oxidant-killing pump for conveying oxidant to the thrust chamber, and an electric motor system for driving the fuel pump and the oxidant pump to rotate. The electric pump system is adopted, so that the high-pressure propellant can be pumped for the engine, the structure is simple, large-scale thrust adjustment is easy to realize, and an additional subsystem is not required to be added.)

液体火箭发动机系统

技术领域

本发明涉及发动机技术领域，特别涉及液体火箭发动机系统。

背景技术

副系统：本发明中所述的副系统为传统液体火箭发动机为提供驱动涡轮的能源而设立的能源供应系统，包括但不限于燃气发生器、点火装置、气瓶、火药启动器、阀门、管路、涡轮等，这一分系统的正常工作需要消耗推进剂，降低液体火箭发动机的工作效率。

推力调节：液体火箭发动机工作过程中，推力从设计点(100％推力)到非设计点的主动变化，称为推力调节。传统液体火箭发动机的推力调节幅度较小，仅能通过混合比调节来小幅改变推力。大幅改变推力需要增加额外的分系统才能实现，进一步提高了系统和结构的复杂度。

传统方式对发动机进行推力调节时，需要额外增加推力调节系统(包括管路、阀门、可调气蚀管、特殊设计的喷注器等)，推力调节系统通过改变整个系统的液路流量来调整发动机工况，与涡轮泵转速产生耦合效应，最终实现推力调节。

传统泵压式液体火箭发动机的循环方式包括开式循环和闭式循环。

开式循环主要分燃气发生器循环(如图1所示)和推力室抽气循环(如图2所示)两类。燃气发生器循环系统包括氧化剂泵101、燃料泵102、涡轮103、推力室104和燃气发生器105；推力室抽气循环系统包括氧化剂泵101、燃料泵102、涡轮103和推力室104。可以看出在这两类循环方式中发动机需将一部分能量用于驱动涡轮103做功，造成性能损失。同时调节推力将影响整个系统的工作。国内现役长征系列运载火箭发动机，大部分采用燃气发生器循环方式。推力室抽气循环方式工程实现难度极大，处于尚待进一步发展阶段。

闭式循环主要分膨胀循环(如图3所示)和补燃循环(如图4所示)两类。膨胀循环系统包括氧化剂泵101、燃料泵102、涡轮103和推力室104；补燃循环系统包括氧化剂泵101、燃料泵102、涡轮103、推力室104和预燃室106。可以看出在这两类循环方式中发动机同样需将一部分能量用于驱动涡轮103做功，只不过经涡轮103做功后的介质直接进入推力室104，可以与推力室104中的推进剂进一步燃烧，这种方式造成的性能损失较小。但膨胀循环的发动机需依靠推进剂在推力室104夹套换热气化来驱动涡轮103做功，因此做功能力受限。同时膨胀循环发动机涡轮泵转速较高，往往为跨临界工作的柔性转子，因此无法实现大范围无级推力调节。而补燃循环系统最为复杂，所有组件在高压下工作，发动机结构质量大，研制成本很高。

综上，传统泵压式液体火箭发动机(现有技术)均采用涡轮泵系统来进行推进剂的输送，泵送介质提供推力室进行燃烧产生推力。采用涡轮泵系统的液体火箭发动机，副系统与主系统的耦合度非常高，需要额外消耗系统能量提供给涡轮(约占主系统的4～6％)，又由于燃气发生器、管路、阀门等的存在，以及涡轮的能量转化效率低等方面的原因，一方面这种方式会造成能量的浪费，另一方面大幅提高了发动机系统及结构的复杂度，更重要的是增加了发动机推力调节难度。

可以看出，传统泵压式液体火箭发动机的上述四种传统循环方式各有优缺点，但在能量利用效率和发动机推力无级调节两个方面均有较大的局限性。随着世界各国航天的发展特别是商业航天的蓬勃发展，无法满足人类对航天器和液体火箭发动机日益丰富的应用场景需求。

发明内容

有鉴于此，本发明的目的在于提供一种液体火箭发动机系统，采用了电动泵系统，通过电机可直接调节燃料泵和氧化剂泵的转速，从而调节发动机推力，无需增加额外分系统。

为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：

一种液体火箭发动机系统，包括推力室和电动泵系统，其中，所述电动泵系统包括：

燃料泵，用于向所述推力室输送燃料；

氧化剂泵，用于向所述推力室输送氧化剂；

电机系统，用于驱动所述燃料泵和所述氧化剂泵转动。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统包括用于驱动所述氧化剂泵转动的第一电机系统和用于驱动所述燃料泵转动的第二电机系统；

所述第一电机系统中包括第一电机、第一控制器和第一电池包，其中，所述第一电机与所述燃料泵传动连接以驱动所述氧化剂泵转动，所述第一控制器用于控制所述第一电机的转速，所述第一电池包用于为所述第一电机和所述第一控制器供电；

所述第二电机系统中包括第二电机、第二控制器和第二电池包，其中，所述第二电机与所述燃料泵传动连接以驱动所述燃料泵转动，所述第二控制器用于控制所述第二电机的转速，所述第二电池包用于为所述第二电机和所述第二控制器供电。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述氧化剂泵的第一驱动轴和所述第一电机的第一输出轴之间通过花键结构连接；

和/或，所述燃料泵的第二驱动轴和所述第二电机的第二输出轴之间通过花键结构连接。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统中包括第三电机、第三控制器和第三电池包，其中：

所述燃料泵和所述氧化剂泵均通过所述第三电机驱动转动；

所述第三控制器用于控制所述第三电机的转速；

所述第三电池包用于为所述第三电机和所述第三控制器供电。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述第三电机上设置有两个输出轴，分别为第三输出轴和第四输出轴，其中：

所述燃料泵的第一驱动轴和所述第三输出轴之间通过花键结构连接；

和/或，所述氧化剂泵的第二驱动轴和所述第四输出轴之间通过花键结构连接。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统包括用于驱动所述燃料泵转动的第一双电机系统和用于驱动所述氧化剂泵转动的第二双电机系统；

所述第一双电机系统中包括第四电机、第四控制器和第四电池包，以及第五电机、第五控制器和第五电池包，其中：所述第四控制器用于控制所述第四电机的转速，所述第四电池包用于为所述第四电机和所述第四控制器供电；所述第五控制器用于控制所述第五电机的转速，所述第五电池包用于为所述第五电机和所述第五控制器供电；并且，所述第四电机的输出轴和所述第五电机的输出轴同步转动，且通过第一齿轮传动机构与所述燃料泵传动连接，以驱动所述燃料泵转动；

所述第二双电机系统中包括第六电机、第六控制器和第六电池包，以及第七电机、第七控制器和第七电池包，其中：所述第六控制器用于控制所述第六电机的转速，所述第六电池包用于为所述第六电机和所述第六控制器供电；所述第七控制器用于控制所述第七电机的转速，所述第七电池包用于为所述第七电机和所述第七控制器供电；并且，所述第六电机的输出轴和所述第七电机的输出轴同步转动，且通过第二齿轮传动机构与所述氧化剂泵传动连接，以驱动所述氧化剂泵转动。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述第一齿轮传动机构和所述第二齿轮传动机构均为锥齿轮传动机构。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统中的每个电机输出端分别设置有转速传感器，所述转速传感器用于向控制器反馈实时转速信息。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统中的电机通过散热风扇进行冷却降温。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统中的电机为无刷直流电机。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统中的电机工作时可在10000rpm下提供350kW功率输出。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，所述电机系统中的每个电机分别通过一个电池包供电，每个所述电池包中分别并联有两个或更多个电池串，每个所述电池串中分别串联有多个电池单元。

优选地，在上述液体火箭发动机系统中，每个所述电池串的正极均设置有用于防止电流反向的高压二极管。

从上述技术方案可以看出，本发明提供的液体火箭发动机系统，具有如下优点：

1)由于采用电机代替涡轮，因此减少了一路液路，一路燃气路，相关的管路、阀门、燃气发生器等零组件数目大幅减少，对发动机而言本发明的系统大幅简化了。

2)由于采用了控制器直接调节电机转速，因此减少了推力调节系统，推力调节系统包括但不限于推力调节阀(包括电机、阀体等)、可调气蚀管(包括电机、气蚀管、管针等)、可移动真栓式喷注器、管路、阀门控制器、线缆等零组件，在发动机推力调节方面应用更简便，结构更简单。

3)由于采用控制器直接调节电机转速，因此发动机推力调节的响应时间只取决于控制器-电机的响应时间，无其他环节，相比于传统推力调节系统(需要控制器-调节阀-气蚀管-喷注器-燃气发生器-涡轮全路径反馈)，本发明响应更快。

4)由于采用电动泵系统后发动机整体结构变简单，因此本发明可以显著降低发动机重量，经估算前述的一套电动泵系统其结构总重量小于60kg，相比于同工况下采用燃气发生器-涡轮副系统，结构重量降低30％左右。

5)由于本发明采用电机驱动泵，只需启动电机即可使泵后压力升高，随后点燃推力室，逐渐可达额定工况，而无需循环启动(即先吹动涡轮旋转使泵后达到一定压力，再点燃燃气发生器，通过燃气发生器产生的燃气继续吹动涡轮达到额定工况)，因此使发动机的启动变得容易，也避免了火工品的使用。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，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为传统泵压式液体火箭发动机的燃气发生器循环的基本原理图；

图2为传统泵压式液体火箭发动机的推力室104抽气循环的基本原理图；

图3为传统泵压式液体火箭发动机的膨胀循环的基本原理图；

图4为传统泵压式液体火箭发动机的补燃循环的基本原理图；

图5为本发明第一具体实施例提供的电动泵系统的详细原理示意图；

图6为本发明第二具体实施例提供的电动泵系统的详细原理示意图；

图7为本发明第二具体实施例提供的液体火箭发动机系统的基本原理图；

图8为本发明第二具体实施例提供的电动泵系统的基本连接结构示意图；

图9为本发明第三具体实施例提供的一个双电机系统的详细原理示意图。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅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。

第一具体实施例

请参阅图5，图5为本发明第一具体实施例提供的电动泵系统的详细原理示意图。

本发明第一具体实施例提供的液体火箭发动机系统，包括推力室104和电动泵系统，电动泵系统包括燃料泵102、氧化剂泵101和电机系统。其中：燃料泵102用于向推力室104输送燃料；氧化剂泵101用于向推力室104输送氧化剂；电机系统用于驱动燃料泵102和氧化剂泵101转动。

可见，本发明第一具体实施例提供的液体火箭发动机系统中，采用了电动泵系统即通过电机系统来驱动燃料泵102和氧化剂泵101并调节其转速。通过电机可直接调节燃料泵102和氧化剂泵101的转速，从而调节发动机推力，无需增加额外分系统。

具体地，如图5所示，上述电机系统包括用于驱动氧化剂泵101转动的第一电机系统和用于驱动燃料泵102转动的第二电机系统。其中：

第一电机系统中包括第一电机211、第一控制器212和第一电池包213，第一电机211与氧化剂泵101传动连接以驱动氧化剂泵101转动，第一控制器212用于控制第一电机211的转速，第一电池包213用于为第一电机211和第一控制器212供电；

第二电机系统中包括第二电机221、第二控制器222和第二电池包223，其中，第二电机221与燃料泵102传动连接以驱动燃料泵102转动，第二控制器用于控制第二电机的转速，第二电池包用于为第二电机和第二控制器供电。

具体地，氧化剂泵101的第一驱动轴和第一电机211的第一输出轴之间通过花键结构连接；和/或，燃料泵102第二驱动轴和第二电机的第二输出轴之间通过花键结构连接。

具体地，上述电机系统中的每个电机输出端分别设置有独立的转速传感器，转速传感器用于向控制器反馈实时转速信息，以实现精确控制和调节。

具体地，在一些应用条件下，上述电机系统中的各电机尾端均可增加散热风扇，散热风扇通过空气流通可起到冷却电机的作用。

具体地，上述电机系统中的电机均为无刷直流电机，电机工作时可在10000rpm(rpm，即revolutions per minute，转/分钟)下提供350kW功率输出。

具体地，上述电机系统中的每个电机分别通过一个电池包供电，每个电池包中分别并联有两个或更多个电池串，每个电池串中分别串联有多个电池单元。进一步地，每个电池串的正极均设置有用于防止电流反向的高压二极管。

本发明第一具体实施例提供的液体火箭发动机系统工作时，通过电机系统，可驱动泵(氧化剂泵101和燃料泵102)高速旋转，从氧化剂贮箱和燃料贮箱中分别将低压推进剂和低压燃料分别直接泵送至推力室中，组织燃烧产生推力，各电池包分别为其对应连接的电机提供电能，各电机分别在其对应连接的控制器的控制下按系统所需转速带动其对应的泵旋转。

变工况时，第一控制器212发出调整信号，第一电机211转速发生改变，氧化剂泵101的扬程、流量均随转速的改变发生变化；第二控制器222发出调整信号，第二电机221转速发生改变，燃料泵102的扬程、流量均随转速的改变发生变化。从而，改变推力室104的燃气流量和室压，从而实现发动机推力的调整。这种调整方式的响应速度，只取决于控制器-电机的转速调节响应，而传统循环方式的推力调节系统，需要经过泵-气蚀管-喷注器-燃烧室-涡轮喷嘴-涡轮的复杂路径反馈后才能作用在涡轮泵转速上，响应速度慢。

可见，本发明第一具体实施例提供的液体火箭发动机系统中，采用“电池包-控制器-电机-泵”这样的方案代替传统液体火箭发动机的“副系统-涡轮-泵”的方案，能够以更简单的系统、结构形式实现泵送高压推进剂功能，同时只需要调节电机转速便可实现大范围的推力调节功能，而无须单独增加推力调节系统，大幅简化了液体火箭发动机结构，减轻发动机重量提高推重比，增加火箭有效载荷。

而且，基于本发明的电动泵系统形成了一种新的液体火箭发动机循环方式，该循环方式简单，氧化剂泵101出口的氧化剂和燃料泵102出口的燃料直接进入主路推力室104进行燃烧产生推力，没有推进剂的额外消耗，同时控制器可直接对电机转速进行调节，无需复杂的推力调节系统，调节速度块，调节方式简单可靠。由于取消了现有技术中的副系统的结构装置，从而简化了发动机系统结构，重量也得到减轻。

具体实施时，请参阅图5：

每个电机(第一电机211和第二电机221)分别通过一个控制器(第一控制器212和第二控制器222)进行控制，每个控制器分别通过三相电的形式控制与其对应的电机行为，驱动功率通过相线顺序传输实现驱动电机360度循环动作。每一个控制器均可以接收对应控制电机的转速反馈信号，反馈转速信号用于同步控制信号(通过相线传输的功率)，同时也用于检测和控制电机的转速。每一个控制器可以是诸如1000V、400A的电机控制器。

而且，每一个控制器(第一控制器212和第二控制器222)都有对应的电池包(第一电池包213和第二电池包223)来供电，电池包通过控制器的正负极与控制器相连，每一个电池包由平行排列的两列电池串并联组成，每列电池串由一列电池单元依次串联组成(如5个电池单元正负极串联形成一列)。换一种说法就是，对于一个电池包，包内每一列电池串的负极均与其对应的控制器的负极相连，每一列电池串的正极与其对应的控制器的正极相连，并在每个电池串的正极设置高压二极管，以防止电流反向。举例说明，图中每个电池单元的电压为200V，每个电池串串联电压达到1000V，电流200A，那么每个电池包可对与其对应的控制器提供1000V、400A的电源，这样一个电池包可以为对应的电机提供400kW的输入功率，满足电动泵10000rpm转速下350kW的功率需求。

经估算如图5所示的一套电动泵系统，其结构总重量小于60kg，相比于同工况下采用燃气发生器-涡轮副系统，结构重量降低30％左右。

第二具体实施例

对于推力较小的发动机，泵的输入功率不高，可采取同轴式，即通过一个电机驱动两个泵(氧化剂泵101和燃料泵102)，两个泵在相同转速下工作。在这种情况下，本发明第二具体实施例提供了一种液体火箭发动机系统。可参见图6至图8。图6为本发明第二具体实施例提供的电动泵系统的详细原理示意图；图7为本发明第二具体实施例提供的液体火箭发动机系统的基本原理图；图8为本发明第二具体实施例提供的电动泵系统的基本连接结构示意图。

具体地，本发明第二具体实施例提供的液体火箭发动机系统，与本发明第一具体实施例的区别仅在于电机系统中，通过一个第三电机231驱动两个泵(氧化剂泵101和燃料泵102)。

具体地，本发明第二具体实施例提供的液体火箭发动机系统的电机系统中，包括第三电机、第三控制器和第三电池包。其中，燃料泵102和氧化剂泵101均通过第三电机驱动转动；第三控制器用于控制第三电机的转速；第三电池包用于为第三电机和第三控制器供电。

具体地，第三电机上设置有两个输出轴，分别为第三输出轴和第四输出轴。其中，燃料泵102的第一驱动轴和第三输出轴之间通过花键结构连接；和/或，氧化剂泵101的第二驱动轴和第四输出轴之间通过花键结构连接。

具体实施时，请参阅图6：

这种情况下，第三电极231为无刷直流电机，用于同时驱动两个泵(氧化剂泵101和燃料泵102)旋转做功，第三电极231有两个同轴的输出轴，两个输出轴分别从第三电极231的两端伸出。氧化剂泵101与燃料泵102均通过花键结构与第三电极231的输出轴相连，并且第三电极231上有转速传感器。通过第三控制器232对第三电机231进行控制，第三控制器232通过三相电的形式控制第三电机231运行，驱动功率通过相线顺序传输，驱动第三电机360度循环动作。第三控制器232可以接收第三电机231的转速反馈信号，转速反馈信号用于同步控制信号(通过相线传输的功率)，同时也用于检测和控制第三电机231的转速。

第三控制器232由第三电池包233来供电，第三电池包233的正负极与第三控制器232的正负极相连，第三电池包233由平行排列的两列电池串并联组成，每列电池串由一列电池单元串联组成(如5个电池单元正负极串联形成一列电池串)，换一种说法是，第三电池包233内每一列电池串的负极与第三控制器232的负极相连，每一列电池串的正极与第三控制器232的正极相连，并在电池串的正极设置高压二极管，防止电流反向。

具体地，图6中每个电池单元的电压为150V，每个电池串的串联电压达到750V，电流100A，那么第三电池包233可对第三控制器232提供750V，200A的电源，这样一个第三电池包233可以为与其对应的第三电机231提供150kW的输入功率，满足小型电动泵20000rpm转速下120kW的功率需求。

第三具体实施例

对于推力更大的发动机，由于流量较大、泵的输入功率非常高，可采取双电机驱动式，两个电机共同驱动一个泵工作。在这种情况下，本发明第三具体实施例提供了一种液体火箭发动机系统。请参阅图9，图9为本发明第三具体实施例中提供的液体火箭发动机系统中的一个双电机系统的详细原理示意图。

具体地，本发明第三具体实施例提供的液体火箭发动机系统，与本发明第一具体实施例的区别仅在于电机系统中采用了两个双电机系统。

具体地，本发明第三具体实施例提供的液体火箭发动机系统中的电机系统，包括用于驱动燃料泵102转动的第一双电机系统和用于驱动氧化剂泵101转动的第二双电机系统。其中：

第一双电机系统中包括第四电机241、第四控制器242和第四电池包243，以及第五电机251、第五控制器252和第五电池包253，其中：第四控制器242用于控制第四电机241的转速，第四电池包243用于为第四电机241和第四控制器242供电；第五控制器252用于控制第五电机251的转速，第五电池包253用于为第五电机251和第五控制器252供电；并且，第四电机241的输出轴和第五电机251的输出轴同步转动，且通过第一齿轮传动机构与燃料泵102传动连接，以驱动燃料泵102转动；

第二双电机系统与第一双电机系统结构相同，具体包括第六电机、第六控制器和第六电池包，以及第七电机、第七控制器和第七电池包，其中：第六控制器用于控制第六电机的转速，第六电池包用于为第六电机和第六控制器供电；第七控制器用于控制第七电机的转速，第七电池包用于为第七电机和第七控制器供电；并且，第六电机的输出轴和第七电机的输出轴同步转动，且通过第二齿轮传动机构与氧化剂泵101传动连接，以驱动氧化剂泵101转动。

具体地，第一齿轮传动机构和第二齿轮传动机构均为锥齿轮传动机构。

具体实施时，可参阅图9：

这种情况下，每个双电机系统中，分别采用两个无刷直流电机共同驱动一个泵旋转做功，每个电机有一个输出轴，输出轴与换向齿轮箱中的锥齿轮传动机构连接，两个电机的旋转方向相反。锥齿轮传动机构由两个电机斜齿轮和一个泵斜齿轮组成，两电机及电机斜齿轮同轴，泵斜齿轮轴线与电机轴线垂直，泵通过花键与换向齿轮箱输出轴相连。每个电机上均有转速传感器。通过控制器对各电机分别进行控制，控制器通过三相电的形式控制电机运行，驱动功率通过相线顺序传输，驱动电机360度循环动作。控制器可以接收控制电机的转速反馈信号，反馈转速信号用于同步控制信号(通过相线传输的功率)，同时也用于检测和控制电机的转速。

每个双电机系统中的两个控制器分别由两个电池包来分别供电，电池包正负极与控制器的正负极相连，电池包的原理结构与上述关于电池包的叙述无异。

具体地，图9中每个电池单元的电压为250V，每个电池串串联电压达到1250V，电流200A，那么一个电池包可对控制器提供1250V，400A的电源，500kW的输入功率，两个电池包可提供1000kW的输入功率，满足电动泵15000rpm转速下1000kW的功率需求。

综上可知，本发明各具体实施例提供的液体火箭发动机系统，均具有如下优点：

1)由于采用电机代替涡轮，因此减少了一路液路，一路燃气路，相关的管路、阀门、燃气发生器等零组件数目大幅减少，对发动机而言本发明的系统大幅简化了。

2)由于采用了控制器直接调节电机转速，因此减少了推力调节系统，推力调节系统包括但不限于推力调节阀(包括电机、阀体等)、可调气蚀管(包括电机、气蚀管、管针等)、可移动真栓式喷注器、管路、阀门控制器、线缆等零组件，在发动机推力调节方面应用更简便，结构更简单。

3)由于采用控制器直接调节电机转速，因此发动机推力调节的响应时间只取决于控制器-电机的响应时间，无其他环节，相比于传统推力调节系统(需要控制器-调节阀-气蚀管-喷注器-燃气发生器-涡轮全路径反馈)，本发明响应更快。

4)由于采用电动泵系统后发动机整体结构变简单，因此本发明可以显著降低发动机重量，经估算前述的一套电动泵系统其结构总重量小于60kg，相比于同工况下采用燃气发生器-涡轮副系统，结构重量降低30％左右。

5)由于本发明采用电机驱动泵，只需启动电机即可使泵后压力升高，随后点燃推力室，逐渐可达额定工况，而无需循环启动(即先吹动涡轮旋转使泵后达到一定压力，再点燃燃气发生器，通过燃气发生器产生的燃气继续吹动涡轮达到额定工况)，因此使发动机的启动变得容易，也避免了火工品的使用。

最后，还需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

对所公开的实施例的上述说明，使本领域专业技术人员能够实现或使用本发明。对这些实施例的多种修改对本领域的专业技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本发明的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本发明将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所公开的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。