大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法技术

本发明专利技术涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法，以解决现有液体火箭发动机起动方式存在的起动品质较差，所需起旋功率较大，不能实现发动机重复使用的问题。该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统，起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路。第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮入口连接；氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。

【技术实现步骤摘要】
大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法
本专利技术涉及液体火箭发动机领域，具体涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法。
技术介绍
液体火箭发动机的起动方式主要包括自身起动和强迫起动。自身起动方式需借助贮箱和/或液柱的压力实现，对于高空推进装置，通常氧化剂贮箱和燃料贮箱的压力很低，如果采用自身起动方式，存在低入口压力状态下起动初始能量不足的问题，导致涡轮泵转速爬升慢，泵易发生汽蚀，起动段燃气温度超调大，起动品质较差。因此，目前用于高空推进(或需要在低入口压力下起动)的泵压式液体火箭发动机通常采用强迫起动方式，现有的实施方案包括以下几类：1.起动涡轮带动主涡轮的强迫起动方式(例：补燃循环发动机强迫起动过程，航空动力学报，2015)，此类起动方式需设置与主涡轮同轴的起动涡轮，通过外部能源将起动涡轮起旋，并达到一定转速。2.火药燃气直接起旋主涡轮的方式(例：中国专利CN111502864A)，此类起动方式是将火药起动器设置于主涡轮上，通过火药燃气直接将主涡轮起旋至一定转速，从而使涡轮-泵-燃气发生器建立反本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统和燃料供应系统；/n所述燃气系统包括推力室(1)、第一燃气发生器(2)、第二燃气发生器(7)、第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)；所述推力室(1)外侧设有推力室冷却管路；/n所述氧化剂供应系统包括氧预压泵(6)、用于驱动氧预压泵(6)的氧预压涡轮(5)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的氧泵(4)、第一燃气发生器氧阀(21)和第二燃气发生器氧阀(23)；/n所述燃料供应系统包括燃料预压泵(11)、用于驱动燃料预压泵(11)的燃料预压涡轮(10)、通过第二主涡轮(8)驱动旋转的燃料泵(9)、冷却管路入口控制阀(12)、第一燃气发生器燃料阀(2...

【技术特征摘要】
1.一种大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统和燃料供应系统；
所述燃气系统包括推力室(1)、第一燃气发生器(2)、第二燃气发生器(7)、第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)；所述推力室(1)外侧设有推力室冷却管路；
所述氧化剂供应系统包括氧预压泵(6)、用于驱动氧预压泵(6)的氧预压涡轮(5)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的氧泵(4)、第一燃气发生器氧阀(21)和第二燃气发生器氧阀(23)；
所述燃料供应系统包括燃料预压泵(11)、用于驱动燃料预压泵(11)的燃料预压涡轮(10)、通过第二主涡轮(8)驱动旋转的燃料泵(9)、冷却管路入口控制阀(12)、第一燃气发生器燃料阀(22)和第二燃气发生器燃料阀(24)；
其特征在于：还包括起动系统；
所述起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路；
所述第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮(3)入口连接；所述第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀(14)、第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)；
所述第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮(8)入口连接；所述第二高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第二气体控制阀(18)、第二气体节流装置(19)和第二气体单向阀(20)；
所述氧泵(4)出口与氧预压涡轮(5)入口连接，氧预压涡轮(5)出口与氧泵(4)入口连接；
所述燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮(10)入口连接，燃料预压涡轮(10)出口与燃料泵(9)入口连接。


2.根据权利要求1所述的大推力液体火箭发动机，其特征在于：
所述第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源为同一高压气源或不同的高压气源；
所述起动系统还包括设置在同一高压气源出口处的第一减压阀(13)，或者分别设置在两个高压气源出口处的第一减压阀(13)和第二减压阀(17)。


3.根据权利要求1或2所述的大推力液体火箭发动机，其特征在于：
所述第一气体节流装置(15)和第二气体节流装置(19)均为孔板或可调阀门。


4.一种大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统和燃料供应系统；
所述燃气系统包括推力室(1)、第一燃气发生器(2)和第一主涡轮(3)；所述推力室(1)外侧设有推力室冷却管路；
所述氧化剂供应系统包括氧预压泵(6)、用于驱动氧预压泵(6)的氧预压涡轮(5)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的氧泵(4)、第一燃气发生器氧阀(21)；
所述燃料供应系统包括燃料预压泵(11)、用于驱动燃料预压泵(11)的燃料预压涡轮(10)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的燃料泵(9)、冷却管路入口控制阀(12)、第一燃气发生器燃料阀(22)；
其特征在于：还包括起动系统；
所述起动系统包括第一高压气体驱动管路；
所述第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮(3)入口连接；所述第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀(14)、第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)；
所述氧泵(4)出口与氧预压涡轮(5)入口连接，氧预压涡轮(5)出口与氧泵(4)入口连接；
所述燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮(10)入口连接，燃料预压涡轮(10)出口与燃料泵(9)入口连接。


5.根据权利要求4所述的大推力液体火箭发动机，其特征在于：
所述起动系统还包括设置在高压气源出口处的第一减压阀(13)。


6.根据权利要求4或5所述的大推力液体火箭发动机，其特征在于：
所述第一气体节流装置(15)为孔板或可调阀门。


7.一种基于权利要求1所述的大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，其特征在于，包括以下步骤：
1)推进剂预冷充填
发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行预冷和充填；
2)点火装置准备
推力室(1)、第一燃气发生器(2)及第二燃气发生器(7)的点火装置进入工作准备状态；
3)起动初期阶段供应起动用气体
3.1)按时序先后打开第一气体控制阀(14)和第二气体控制阀(18)；进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)后，进入第一主涡轮(3)的气体静子腔，并驱动第一主涡轮(3)做功，从而使氧泵(4)产生正扬程；进入第二高压气体驱动管路的高压气体依次通过第二气体节流装置(19)和第二气体单向阀(20)后，进入第二主涡轮(8)的气体静子腔，并驱动第二主涡轮(8)做功，从而使燃料泵(9)产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)后，分别通过第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)的出口输出至推力室(1)，并从推力室(1)的喷管排出；
3.2)在氧泵(4)和燃料泵(9)正扬程的作用下，氧泵(4)出口输出的氧化剂部分进入氧预压涡轮(5)的静子腔，驱动氧预压涡轮(5)做功，从而使氧预压泵(6)产生正扬程，以保证氧泵(4)入口压力高于起动工况下氧泵(4)的汽蚀断裂临界压力；燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口输出的燃料部分进入燃料预压涡轮(10)的静子腔，驱动燃料预压涡轮(10)做功，从而使燃料预压泵(11)产生正扬程，以保证燃料泵(9)入口压力高于起动工况下燃料泵(9)的汽蚀断裂临界压力；
4)发动机进入自身起动阶段
4.1)氧泵(4)和燃料泵(9)入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，按时序先后打开第一燃气发生器氧阀(21)、第二燃气发生器氧阀(23)、第一燃气发生器燃料阀(22)、第二燃气发生器燃料阀(24)，并使其处于小开度状态；
4.2)第一燃气发生器(2)和第二燃气发生器(7)按时序先后点火，其产生的燃气分别进入推力室(1)，推力室(1)点火；
同时，第一燃气发生器(2)和第二燃气发生器(7)分别驱动第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀(14)和第二气体控制阀(18)，停止供应起动用气体；
4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀(21)、第二燃气发生器氧阀(23)、第一燃气发生器燃料阀(22)、第二燃气发生器燃料阀(24)的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。


8.根据权利要求7所述的大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，其特征在于：
步骤3)中，所述进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量均通过以下步骤获得：
a)根据理论计算或实验获得氧泵(4)和燃料泵(9)的汽蚀断裂临界压力，从而获得发动机进入自身起动阶段所需氧泵(4)入口压力和燃料泵(9)入口压力；根据氧泵(...

【专利技术属性】
技术研发人员：龚南妮，徐浩海，李春红，王海燕，武晓欣，严俊峰，张航，
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