【技术实现步骤摘要】
一种深度变推多次起动液体火箭动力系统
本专利技术涉及一种液体火箭动力系统，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统。
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。燃气发生器也称为预燃室，多作为泵压式液体火箭发动机的燃烧组件，主要用于产生高温燃气驱动涡轮做功，为推进剂增压。现有的月面着陆与上升飞...
【技术保护点】
1.一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统；所述推进剂供应系统包括液氧贮箱(19)、煤油贮箱(20)、氦气贮箱(21)和减压阀组(22)；所述液氧贮箱的出口设置氧预压涡轮泵(24)；/n其特征在于：/n还包括气氧燃气发生器；所述气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；/n所述液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其包括推力室(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)、第一开关阀(7)、第一气氧煤油火炬点火器...
【技术特征摘要】
1.一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统；所述推进剂供应系统包括液氧贮箱(19)、煤油贮箱(20)、氦气贮箱(21)和减压阀组(22)；所述液氧贮箱的出口设置氧预压涡轮泵(24)；
其特征在于：
还包括气氧燃气发生器；所述气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；
所述液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其包括推力室(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)、第一开关阀(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；
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(20)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)和第一开关阀(7)，所述第一开关阀(7)的出口接推力室(1)的燃烧室；
所述氧化剂泵(406)的入口与液氧贮箱(19)的出口相连，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(24)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；
所述气氧贮箱(2)的第二气氧入口(202)接高富氧燃气贮箱(15)的第一出口(1501)；
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)；
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)；
所述第一开关阀(7)的两个气控口(C3、C4)分别接两个煤油管路控制器(DC3、DC4)。
2.根据权利要...
【专利技术属性】
技术研发人员：高玉闪，赵剑，马键，邢理想，李春红，武晓欣，陈文，
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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