双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统及方法技术方案

本发明专利技术提供了一种双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统及方法，包括燃料贮箱(1)、氧化剂贮箱(12)、冷氦加温增压路以及N路自生增压路，N≥1，其中冷氦加温增压路用于氧化剂贮箱增压，N路自生增压路用于燃料贮箱增压。本发明专利技术在保证增压效果的前提下，大幅降低换热增压系统的重量，集成自生增压路与冷氦加温增压路，依托微通道换热器技术，较当前的氧化剂与燃料分别增压、增压后单机再通过集合器汇合的技术方案更加集成化、系统化，使原本较为复杂的多机换热增压系统结构简单化、一体化。化。化。

【技术实现步骤摘要】
双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统及方法


[0001]本专利技术属于贮箱增压
，特别涉及一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统及方法。

技术介绍

[0002]随着我国航天计划持续向深空推进，新一代运载火箭的研发已经提上日程，发动机的推进剂贮箱增压系统设计被视为重大关键技术之一。增压系统用于提供液体火箭推进剂贮箱的气枕压力，保证推进剂供应入口工作压力，其主要的工作过程是使增压气体进入推进剂贮箱，膨胀后替代推进剂消耗的空间，对推进剂产生工作压力。
[0003]国内外低温液体火箭发动机主要分为液氢/液氧、液氧/甲烷两种。其中液氢/液氧的双组元发动机的液氢贮箱大部分采用自生增压方式，液氧贮箱部分采用氦气增压或自生增压。如我国CZ
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3A三级发动机采用自生增压/冷氦加温的增压方式，与之相同的还有CZ
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5火箭芯二级发动机、日本HⅡA火箭二级发动机LE
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5B、法国阿里安5火箭二级发动机HM
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7B；而LE
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7A、本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统，其特征在于，包括燃料贮箱(1)、氧化剂贮箱(12)、冷氦加温增压路以及N路自生增压路，N≥1，其中冷氦加温增压路用于氧化剂贮箱增压，N路自生增压路用于燃料贮箱增压；所述冷氦加温增压路包括冷氦气瓶(16)和微通道换热器(10)，所述冷氦气瓶(16)位于燃料贮箱(1)中，所述微通道换热器(10)置于多机机架上，冷氦介质直接从冷氦气瓶(16)引入微通道换热器(10)中，并在微通道换热器(10)中被气氢加温后直接引出给氧化剂贮箱(12)增压，冷氦增压路无需分流至各单机摇摆部分换热后再返至集合器汇总；所述N路自生增压路的燃料加温过程在N台分机上实施，并在微通道换热器(10)燃料气入口处汇合后对冷氦加温；所述N路自生增压路均包括燃料泵前阀(2)、燃料涡轮泵(3)、推力室(4)、音速喷嘴(6)、汽蚀管(7)、混合器(8)和燃料增压单向阀(9)，所述燃料涡轮泵(3)中一级泵后设置汽蚀管(7)，二级泵后连接推力室(4)，推力室集合器(5)后设置音速喷嘴(6)，音速喷嘴(6)与汽蚀管(7)后设置混合器(8)，低温燃料自燃料贮箱(1)下部经燃料泵前阀(2)后进入燃料涡轮泵(3)，燃料涡轮泵的一级泵将低温燃料自汽蚀管(7)输送至混合器(8)的低温燃料入口，燃料涡轮泵的二级泵将低温燃料输入推力室(4)夹套结构中，经壁温加温后自推力室燃料集合器(5)输出，输出的燃料分两路，第一路燃料先后进入燃料涡轮泵(3)和氧化剂涡轮泵(14)的涡轮，吹转燃料涡轮和氧化剂涡轮后流向音速喷嘴(6)；第二路燃料直接输送至音速喷嘴(6)，与第一路燃料混合后一部分经音速喷嘴(6)进入混合器(8)中进行高低温燃料混合，最后引入微通道换热器(10)中为冷氦加温，各路燃料在微通道换热器(10)中形成汇合，另一部分进入推力室(4)燃烧；换热后的燃料自燃料贮箱(1)上部返回实现自增压。2.根据权利要求1所述的一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统，其特征在于，所述冷氦气瓶(16)的出口设置有冷氦调节器(17)，冷氦调节器(17)包括过滤器、电磁阀和孔板，用以调节冷氦气瓶出口流量。3.根据权利要求1所述的一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统，其特征在于，所述微通道换热器(10)氦出口后设置调节组件(18)，所述调节元件(18)为压调器或孔板，用于调节氦进入氧化剂贮箱(12)的流量；和/或所述调节组件(18)后设置氦消能器(19)，氦消能器(19)用于调整加温氦的入口速度。4.根据权利要求1所述的一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统，其特征在于，所述燃料贮箱(1)内安装有燃料消能器(11)，用于调整增压燃料的入口速度。5.根据权利要求1所述的一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统，其特征在于，所述微通道换热器(10)包括芯体、D形集合器(106)和进出口法兰(107)，其中芯体为直通道换热板(101)与Z形通道换热板(102)交替堆叠焊接而成，直通道换热板(101)作为燃料介质流道，Z形通道换热板(102)作为氦介质流道，燃料在直通道换热板中流动，氦在Z形通道换热板(102)中流动，燃料与氦在芯体中流动换热；所有燃料/氦通道进出口设置D形集合器(106)，燃料出口与氦进出口设置进出口法兰(107)。6.根据权利要求5所述的一种基于微通道换热器的双组元液体火箭发动机集成式推进剂贮箱增压系统，其特征在于，所述微通道换热...

【专利技术属性】
技术研发人员：张帆，庞红丽，李锦江，张成印，康红雷，王志猛，叶莺樱，陈洋，耿斌斌，王五四，
申请(专利权)人：北京航天动力研究所，
类型：发明
国别省市：