The invention discloses a closed expansion cycle rocket engine using an expansion/deflection nozzle, in particular relates to a closed expansion cycle rocket engine whose bacterial center of the expansion/deflection nozzle has a thicker diameter and whose surface is also the surface of the heat exchanger which drives the turbine working fluid. Because there are more heat absorbing surfaces and working substances that absorb more heat energy can drive turbines with higher power, the invention breaks through the previously recognized restriction that the thrust of the closed expansion cycle rocket engine is not more than 30 tons. The cross section of the bacterium rod part of the bacterium centrum deviates from the circle, and the three-axis vector propulsion under the fixed nozzle condition is realized with the differential control of the flow rate of the needle bolt injector with uniform or non-uniform arrangement around it. The turbines embedded in the thicker centrosome rod can eliminate the pipelines leading to the turbines. The coaxial counter-rotating turbine drives the fuel pump and the oxidizer pump respectively, which reduces the volume.
【技术实现步骤摘要】
基于改进膨胀偏转喷管的大推力闭式膨胀循环火箭发动机
本专利技术涉及一种使用膨胀/偏转喷管的闭式膨胀循环火箭发动机,特别是涉及一种其膨胀/偏转喷管的菌状中心体有较粗的直径,且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面的闭式膨胀循环火箭发动机。
技术介绍
驱动现有闭式膨胀循环火箭发动机涡轮的工质所拥有的热能来自燃烧室内壁和喷管。由于工质所能吸收的热能受限于换热表面积,所以现有闭式膨胀循环火箭发动机的推力不大于30吨,这是一个业界共识。现有火箭发动机为了实现推力矢量控制,必须采用泵后摆技术或对整个发动机实施摆动,结构重量很大。喷管高度补偿能力的气塞式火箭发动机在火箭未达到超音速时喷管效率较低,且中心体冷却困难。
技术实现思路
本专利技术要解决的第一个技术问题是如何扩大驱动涡轮的工质的吸热面积,使工质能驱动更高功率的涡轮,产生更大的推力。为解决上述技术问题,本专利技术使用经过改进的膨胀偏转喷管。常规的膨胀偏转喷管(如图1)有一个菌状中心体,菌冠的直径稍大于喷管喉部直径,菌杆直径则尽可能地小,所以燃烧室截面是一带小孔的圆盘。且其冷却工质的整个流动路径是:从下向上流过燃烧室喉部,向上流过燃烧室柱面内壁,在流向工质汇集区域。本专利技术则扩大了菌杆和菌冠的直径,并在两者的表面内部布满冷却通道,这样就增加了工质的吸热面积。当然,燃烧室和喉部的直径也要相应扩大,使得燃烧室的横截面形状变成了一个圆环。冷却工质的整个流动路径是:从下向上流过燃烧室喉部,向上流过燃烧室柱面内壁,由燃烧室顶盖边缘径向向内流过燃烧室顶盖,向下流过菌杆侧壁,径向向外流到菌冠边缘,再通过一个发卡弯转向后径向向内流 ...
【技术保护点】
1.基于改进膨胀偏转喷管的大推力闭式膨胀循环火箭发动机,其特征在于:其膨胀/偏转喷管(9)的菌状中心体有较粗的直径,且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面,冷却工质的整个流动路径是:从下向上流过燃烧室喉部(10),向上流过燃烧室柱面内壁(1),由燃烧室顶盖(4)边缘径向向内流过燃烧室顶盖,向下流过中心体菌杆侧壁(2),径向向外流到菌冠(11)边缘,再通过一个发卡弯转向后径向向内流向菌冠中心的工质汇集区域(12),径向向外流到菌冠边缘和径向向内回流的通道都可以是蜿蜒的,以充分利用菌冠的面积,各个流道的出口末端不指向菌冠的圆心,而是有一定切向的偏转,使汇集的工质带旋转地、更高效地冲击涡轮(5),在流过燃烧室顶盖时冷却通路要躲开针栓喷注器的安装位置。
【技术特征摘要】
1.基于改进膨胀偏转喷管的大推力闭式膨胀循环火箭发动机,其特征在于:其膨胀/偏转喷管(9)的菌状中心体有较粗的直径,且其表面也是驱动涡轮工质所流过的换热器表面,冷却工质的整个流动路径是:从下向上流过燃烧室喉部(10),向上流过燃烧室柱面内壁(1),由燃烧室顶盖(4)边缘径向向内流过燃烧室顶盖,向下流过中心体菌杆侧壁(2),径向向外流到菌冠(11)边缘,再通过一个发卡弯转向后径向向内流向菌冠中心的工质汇集区域(12),径向向外流到菌冠边缘和径向向内回流的通道都可以是蜿蜒的,以充分利用菌冠的面积,各个流道的出口末端不指向菌冠的圆心,而是有一定切向的偏转,使汇集的工质带旋转地、更高效地冲击涡轮(5),在流过燃烧室顶盖时冷却通路要躲开针栓喷注器的安装位置。2.权利要求1所述发动机,进一步让涡轮嵌入加粗的中心体菌杆部分,使来自中心体菌冠处工质汇集区的工质直接冲击涡轮(5),而无需连接管路。3.权利要求2所述发动机,当涡轮泵采用双轴设计方案时,采用同轴对转涡轮分别驱动燃料泵和氧化剂泵,一级涡轮(5)通过内轴(6)驱动高功率泵,二级涡轮(7)通过套筒状的外轴(8)驱动低功率泵,两级涡轮间无定子叶片。4.权利要求1所述发动机,进一步中心体菌杆部分可以采用星形截面(13)以进一步加大换热面积。5.权利要求1所述发动机,在燃烧室端...
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