本发明专利技术涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。
【技术实现步骤摘要】
基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机
本专利技术涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。
技术介绍
在月球探测和(载人)月面着陆的任务过程中，为了实现月面轨道转移和月面软着陆，要求其发动机具备多次起动、工况深度调节(10％—100％)、长时间工作(1000s)以及可靠工作等性能。美国“阿波罗”登月下降级发动机采用有混肼和四氧化二氮的挤压式系统，该类型的发动机结构简单、可靠性高，但是性能偏低，且推进剂有毒。前苏联曾提出过“L-3”登月舱动力系统，采用下降发动机和上升发动机集成的形式，其中主发动机采用偏二甲肼和四氧化二氮的燃气发生器循环，该发动机为开式循环，性能适中，但是结构相对复杂。中国提出的7500N登月变推力发动机采用偏二甲肼和四氧化二氮的挤压式系统，采用针栓式喷注器实现变推力，该发动机简单可靠，但是性能不如闭式循环系统。
技术实现思路
为了解决现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题，本专利技术提供了一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。本专利技术的技术解决方案是：一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器和氦气控制单元；所述推力室包括燃烧室和喷管；所述喷管内设置有喷管冷却夹层；其特殊之处在于：还包括气氧贮箱；>所述涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；所述第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室的上方，其第一气氧入口G2接气氧贮箱的出口，其煤油入口R2接煤油贮箱的出口，其出口设置在推力室的燃烧室；所述第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上，其第一气氧入口G3接气氧贮箱的出口，其煤油入口R3接煤油贮箱的出口，其出口接强迫启动涡轮的入口；所述强迫启动涡轮的出口与外界相通；所述燃料泵的入口与煤油贮箱的出口连接，所述燃料泵的出口依次连接燃料流量调节装置和开关阀，所述开关阀的出口接进入推力室的燃烧室；所述氧化剂泵的入口与液氧贮箱出口相连，所述氧化剂泵的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口经液氧节流阀后接喷管冷却夹层的入口，在喷管冷却夹层内蒸发为气氧后分为三路，其中一路接气氧贮箱的第一气氧入口，另外两路分别经燃气流量调节装置和主涡轮后进入推力室的燃烧室进行燃烧；所述气氧贮箱的第二气氧入口接高富氧燃气贮箱的出口；所述氦气控制单元包括氦气贮箱、开关和减压阀组、两个液氧管路控制器(DC1、DC2)、两个煤油管路控制器(DC3、DC4)；所述液氧节流阀的两个气控口(C1、C2)分别接两个液氧管路控制器(DC1、DC2)；所述开关阀的两个气控口(C3、C4)分别接两个煤油管路控制器(DC3、DC4)。进一步地，所述燃气流量调节装置和所述燃料流量调节装置均为节流阀。进一步地，所述燃气流量调节装置和所述燃料流量调节装置均为流量调节器。进一步地，所述液氧节流阀和开关阀均为电动气阀。进一步地，所述推力室喷管面积比为200。进一步地，所述喷管冷却夹层设置在面积比小于12的部分；所述喷管其余部分采用烧蚀复合材料。进一步地，所述推力室设有机械定位针栓式喷注器。本专利技术相比现有技术的有益效果是：1、本专利技术基于液氧再生冷却膨胀循环原理，充分利用气氧流量大、再生冷却流阻相对较低的优势，采用液氧和煤油作为推进剂，利用液氧对推力室进行再生冷却，液氧吸热后蒸发形成一定温度的气氧，驱动涡轮泵组中的主涡轮做功，为推进剂增压；本专利技术无需配备预燃室，结构简单，性能高于挤压式系统。2、本专利技术的气氧管路及煤油管路上分别设置燃气流量调节装置和燃料流量调节装置，推力室设置机械定位针栓式喷注器，其中燃气流量调节装置可将气氧从主涡轮前直接引到主涡轮后，从而调节主涡轮功率，使得本专利技术的工况可深度调节；燃料流量调节装置用于工况深度调节工程中调节煤油流量，保证低工况时推力室燃烧稳定性好、冷却可靠。3、本专利技术的推力室采用气氧煤油火炬点火器，点火用的气氧和煤油均来源于其他装置，可实现多次可靠起动(点火)，起动次数不小于20次。4、本专利技术采用自加注式气氧贮箱，用于存储液氧蒸发后得到的一部分气氧，为多次点火做好准备。5、本专利技术采用的涡轮泵组包括强迫启动涡轮，启动时，第二气氧煤油火炬点火装置产生燃气驱动强迫启动涡轮启动，可实现快速启动。6、本专利技术的推进剂为液氧和煤油，无毒环保。附图说明图1是本专利技术一个实施例的结构示意图；附图标记为：1-推力室，2-气氧贮箱，201-第一气氧入口，202-第二气氧入口，203-出口，3-燃气流量调节装置，4-涡轮泵组，405-主涡轮，406-氧化剂泵，407-强迫启动涡轮，408-燃料泵，5-燃料流量调节装置，6-液氧节流阀，7-开关阀，8-第一气氧煤油火炬点火器，9-第二气氧煤油火炬点火器，10-球阀，11-氦气控制单元，1101-氦气贮箱，1102-开关和减压阀组。具体实施方式以下结合附图及具体实施例对本专利技术做进一步的描述。参照图1，该液体火箭发动机包括推力室1、气氧贮箱2、燃气流量调节装置3、涡轮泵组4、燃料流量调节装置5、液氧节流阀6、开关阀7、第一气氧煤油火炬点火器8和第二气氧煤油火炬点火器9和氦气控制单元11。推力室1包括燃烧室和喷管，喷管内设置有喷管冷却夹层，第一气氧煤油火炬点火器8设置在推力室1的燃烧室。气氧贮箱2的出口设有球阀10。涡轮泵组4包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮405、氧化剂泵406、强迫启动涡轮407和燃料泵408。氧化剂泵406的入口与液氧贮箱出口相连，氧化剂泵406的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口接液氧节流阀6的入口；液氧节流阀6的出口接推力室1的喷管冷却夹层；推力室1的出口分别接气氧贮箱2的第一气氧入口201、燃气流量调节装置3的入口和涡轮泵组4的入口。气氧贮箱2的第二气氧入口202接高富氧燃气贮箱，气氧贮箱2的出口分别接第一气氧煤油火炬点火器8的第一气氧入口G2和第二气氧煤油火炬点火器9的第一气氧入口G3；第一气氧煤油火炬点火器8的煤油入口R2和第二气氧煤油火炬点火器9的煤油入口R3分别接煤油贮箱的出口；第一气氧煤油火炬点火器8的出口设置在推力室1的燃烧室。燃料泵408的入口与煤油贮箱的出口连接，燃料泵408的出口接燃料流量调节装置5的入口，燃料流量调节装置5的出口接开关阀7的入口，开关阀7的出口接推力室1的燃烧室。强迫启动涡轮407的入口接第二气氧煤油火炬点火器9的出口，强迫启动涡轮407的出口与外界相通。氦气控制单元11包括氦气贮箱1101、开关和减压阀组1102、两个本文档来自技高网...
【技术保护点】
1.一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室(1)、燃气流量调节装置(3)、涡轮泵组(4)、燃料流量调节装置(5)、液氧节流阀(6)、开关阀(7)、第一气氧煤油火炬点火器(8)、第二气氧煤油火炬点火器(9)和氦气控制单元(11)；所述推力室(1)包括燃烧室和喷管；所述喷管内设置有喷管冷却夹层；/n其特征在于：/n还包括气氧贮箱(2)；/n所述涡轮泵组(4)包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮(405)、氧化剂泵(406)、强迫启动涡轮(407)和燃料泵(408)；/n所述第一气氧煤油火炬点火器(8)设置在推力室(1)的燃烧室的上方，其第一气氧入口G2接气氧贮箱(2)的出口(203)，其煤油入口R2接煤油贮箱的出口，其出口设置在推力室(1)的燃烧室；/n所述第二气氧煤油火炬点火器(9)设置在强迫启动涡轮(407)上，其第一气氧入口G3接气氧贮箱(2)的出口(203)，其煤油入口R3接煤油贮箱的出口，其出口接强迫启动涡轮(407)的入口；所述强迫启动涡轮(407)的出口与外界相通；/n所述燃料泵(408)的入口与煤油贮箱的出口连接，所述燃料泵(408)的出口依次连接燃料流量调节装置(5)和开关阀(7)，所述开关阀(7)的出口接进入推力室(1)的燃烧室；/n所述氧化剂泵(406)的入口与液氧贮箱出口相连，所述氧化剂泵(406)的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口经液氧节流阀(6)后接喷管冷却夹层的入口，在喷管冷却夹层内蒸发为气氧后分为三路，其中一路接气氧贮箱(2)的第一气氧入口(201)，另外两路分别经燃气流量调节装置(3)和主涡轮(405)后进入推力室(1)的燃烧室进行燃烧；/n所述气氧贮箱(2)的第二气氧入口(202)接高富氧燃气贮箱的出口；/n所述氦气控制单元(11)包括氦气贮箱(1101)、开关和减压阀组(1102)、两个液氧管路控制器(DC1、DC2)、两个煤油管路控制器(DC3、DC4)；/n所述液氧节流阀(6)的两个气控口(C1、C2)分别接两个液氧管路控制器(DC1、DC2)；/n所述开关阀(7)的两个气控口(C3、C4)分别接两个煤油管路控制器(DC3、DC4)。/n...
【技术特征摘要】
1.一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室(1)、燃气流量调节装置(3)、涡轮泵组(4)、燃料流量调节装置(5)、液氧节流阀(6)、开关阀(7)、第一气氧煤油火炬点火器(8)、第二气氧煤油火炬点火器(9)和氦气控制单元(11)；所述推力室(1)包括燃烧室和喷管；所述喷管内设置有喷管冷却夹层；
其特征在于：
还包括气氧贮箱(2)；
所述涡轮泵组(4)包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮(405)、氧化剂泵(406)、强迫启动涡轮(407)和燃料泵(408)；
所述第一气氧煤油火炬点火器(8)设置在推力室(1)的燃烧室的上方，其第一气氧入口G2接气氧贮箱(2)的出口(203)，其煤油入口R2接煤油贮箱的出口，其出口设置在推力室(1)的燃烧室；
所述第二气氧煤油火炬点火器(9)设置在强迫启动涡轮(407)上，其第一气氧入口G3接气氧贮箱(2)的出口(203)，其煤油入口R3接煤油贮箱的出口，其出口接强迫启动涡轮(407)的入口；所述强迫启动涡轮(407)的出口与外界相通；
所述燃料泵(408)的入口与煤油贮箱的出口连接，所述燃料泵(408)的出口依次连接燃料流量调节装置(5)和开关阀(7)，所述开关阀(7)的出口接进入推力室(1)的燃烧室；
所述氧化剂泵(406)的入口与液氧贮箱出口相连，所述氧化剂泵(406)的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口经液氧节流阀(6)后接喷管冷却夹层的入口，在喷管冷却夹层内蒸发为气氧后分为三路，其中一路接气氧贮箱(2)的第一气氧入口(201)，另外两路分别经燃气流量调节装置(3)和主涡轮(405)后进入推力室(1)...
【专利技术属性】
技术研发人员：赵剑，马键，邢理想，刘小勇，王猛，陈园飞，李娟，
申请(专利权)人：西安航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：陕西;61
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