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。

本发明仅针对双组元液氢液氧为推进剂，主要基于如下两点：

（1）与煤油等碳氢燃料相比，液氢的燃烧火焰速度更快，范围更大，热值高，当本发明系统工作在吸气状态时具有更高的飞行速度和更稳定的燃烧工况；

（2）可以借助液氢的低温将内部管路的多种气、液体遇冷处理，充分利用空间且降低功耗。

本发明中所涉及的高温，均是相对应液氢而言，空气温度为正常地球大气温度，但相比于液氢为高温，所以统称高温来流空气。

如图1所示，一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，包括液氧储箱10、液氢储箱20、液氧管道11、液氢管道21、高温来流空气管道30、氦气管道40、液氧分管道12、蒸发器13、氧气回流管道14和氧气排废管道15、火箭推力室50和拉瓦尔喷管60。

液氧储箱10和液氢储箱20设置在火箭推力室50的头部外侧，三者优选位于同一轴线上，液氢储箱位于液氧储箱和火箭推力室之间，液氢储箱与火箭推力室之间形成为火箭腹部。本发明可在火箭机体内实现静稳定而不对火箭整体结构产生弯矩。

拉瓦尔喷管同轴安装在火箭推力室的尾端，吸气状态下火箭也可以超音速飞行。

液氧管道的进液端穿过液氢储箱后，与液氧储箱相连通；如图3所示，液氧管道的出液端液氧管道的出液端优选呈螺旋式缠绕在火箭推力室的筒体侧壁上，并将液氧从火箭推力室的筒体侧壁尾端喷注至火箭推力室中。故而，在为火箭推力室降温的同时，也能为液氧进行预加热。

液氧分管道的一端连接在液氧管道的中部，另一端连接在蒸发器的进液口；蒸发器的蒸汽出口连接氧气回流管道，氧气回流管道的另一端与液氧储箱相连通；氧气排废管道连接在蒸发器的废气出口处。液氧在蒸发器中蒸发加压，以气体形态从氧气回流管道14进入液氧储箱，推动整个循环的进行，氧气排废管道则用来排出废气。

液氢管道位于火箭腹部，且呈直线型布设，用于将液氢储箱内的液氢传输并喷注至火箭推力室中。

如图2所示，高温来流空气管道和氦气管道并行式（也即相互平行式）缠绕在液氢管道的外侧，且氦气管道位于高温来流空气管道和液氢管道之间。

上述氦气管道优选为氦气循环管道，氦气循环管道中布设有氦气泵，但无需增加氦气储箱，只需事先将氦气通入管路，由一个氦气泵将其一直循环下去即可，并且循环过程中通过气体压缩机时还可为其提供一定动力。

进一步，氦气循环管道优选与空气压缩机连接，氦流由氦气泵驱动，利用其动能带动空气涡轮压缩机中的涡轮，继而为空气涡轮压缩机提供一定动力。

高温来流空气管道为柔性管，高温来流空气管道的进气端设置有空气进气口31，高温来流空气管道的出气端连接空气压缩机33，空气压缩机的出气口连接火箭推力室。

上述空气进气口中优选内置有预冷器，空气进气口优选为锥形喇叭口，锥形喇叭口的锥形母线与中心线之间的夹角优选为20°。

空气进气口的侧壁安装有伸缩臂32，伸缩臂的另一端位置固定，优选安装在液氢管道上，但也可以安装在液氢储箱等部件上，伸缩臂的长度能够伸缩。

上述空气压缩机优选为压缩比大于100:1的空气涡轮压缩机，为火箭推力室（或燃烧室）供应压缩空气可以提高燃料的燃烧效率。

高温来流空气经过预冷器的预冷却后（遇冷后温度通常为通常在-130℃至-150℃），再利用液氢的低温对自身冷却。为避免冷热差距过大，氦气管道与高温来流空气管道并行缠绕，在两者之间起中和缓冲作用。本发明的运载火箭能在吸气工作模式和纯火箭工作模式之间进行切换。

一、吸气工作模式

当运载火箭发射升空后，伸缩臂长度伸长，空气进气口从火箭腹部推出，能够吸收大气层中的空气，转变为吸气模式。

吸入的高温来流空气经预冷器冷却后流入空气压缩机，该压缩机为大于100:1的高压缩比涡轮压气机，经压缩后进入燃烧室，无需消耗自带的液氧。如图2所示，本发明由于将高温来流空气管道缠绕在液氢管道上，能够利用液氢温度极低的特点对其再次进行冷却，从而能够获得合理的压缩机出口温度，降低功率。同时，也可对液氢进行预加热。

但由于液氢和高温来流空气的温差过大，为了避免氢脆效应，在两条管道中加入一条氦气管道，由于氦具有高比热比特性，缠绕方式与高温来流空气管道相同。

本发明中的液氧管道分为两路，一路进入蒸发器，经蒸发器后废气排出，蒸汽再次进入液氧储箱对其进行加压。如图3所示，另一路液氧先缠绕燃烧室然后再进入，此举可为燃烧室降温，也可为液氧进行预加热。

另外，在此状态下，通过调整伸缩臂的姿态，进而控制空气进气口的迎风姿态，避免超声速气流发生溢流增大阻力。

二、火箭工作模式

当飞行高度升高，大气中氧含量降低（氧含量降低通常是根据飞行高度进行判断，根据飞行仪表盘，当火箭飞行达到马赫数5，飞行高度26km左右转换为纯火箭工作模式是较好的选择，实际可以在更高海拔下采用吸气式工作模式飞行），伸缩臂长度缩短，空气进气口收纳在火箭腹部中，关闭进气道，阻隔大气层中的空气进入高温来流空气管道，转换为运载火箭模式。

本发明的设计方式，能够大大减少氧化剂的消耗。例如，运载火箭从发射升空到抛弃整流罩，所需约100至300s，而主发动机喷管喉部每秒燃烧消耗约1.5-3吨推进剂，其中氧化剂每秒消耗1吨左右。如果发射初期采用本发明中的吸气模式，将节约上百吨氧化剂。发动机储箱可以减小体积和氧化剂携带量：（1）可以降低发动机的结构重量，搭载更多载荷并提高推重比。（2）氧化剂的消耗减少降低了发射成本，并且吸气模式下可以采用RQL（Rich-Quench-Lean）方法降低氮氧化物的排放。

传统的液体火箭发动机相比，本发明在拥有相同的飞行马赫数情况下，拥有更高比冲、更大推重比和更简单的内部结构。具体参考中国新一代的液氢/液氧火箭发动机，地面比冲为310s，本发明在吸气工作模式下，理论上马赫数为2时，最大比冲可达3200s，推重比可达14。本发明充分利用不同液体推进剂及气体介质之间的温度差进行热交换，减少了对火箭自身携带的其他换热装置的需求；另外，所采用的新型管路缠绕式布局，更加高效地利用了箭体内部空间，可将节省出的空间用于携带更多燃料或有效载荷，使火箭续航能力更强、空间利用率更高；并且，也可通过内部结构件、连接件使用的减少，使箭体自身重量减轻，继而达到增大推重比的目的。

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。