[发明专利]由内燃发动机驱动火箭发动机用泵的装置和方法

说明书

技术领域

本发明涉及通过内燃发动机驱动火箭发动机用泵的装置和方法。

背景技术

本发明所涉及的技术领域是如空间发射装置所需的能强推动的火箭发 动机推进的技术领域。

对于该类应用，根据使用的“爱尔高(ergol)”火箭燃料的物理态， 存在三类技术，即：固体推进，在所述固体推进中“爱尔高”火箭燃料存 储在燃烧室中；液体推进，所述液体推进可使用一、二甚至更多的“爱尔 高”火箭燃料，其中应向燃烧室传送存储器中的“爱尔高”火箭燃料；及 混合推进，所述混合推进使用液体“爱尔高”火箭燃料和“爱尔高”固体 火箭燃料，并且其中应向存储有“爱尔高”固体火箭燃料的燃烧室传送液 体“爱尔高”火箭燃料。

更为确切的说，本发明涉及向燃烧室传送液体“爱尔高”火箭燃料的 装置，和更为特别地，本发明涉及对这一传输的驱动。

为了可以保证强推进力，火箭发动机应在数十巴的高压——例如对于 阿丽亚娜型运载火箭的发动机压力是30巴到50巴——下运行，并具有高 的物料流量。

在液体推进的情形中，正是“爱尔高”火箭燃料供给系统应保证这样 的流量和这样的压力。为了实现这种在压力下的供给，一般地要使用两种 方式：使“爱尔高”火箭燃料贮器直接增压和自低压贮器通过泵进行泵送。

第一种解决方案具有简易的优点，但却要求能够承受较高压力的贮器， 而这却引起了在重量上和安全性上的问题。实际上，这一解决方案专用于 小功率的发动机，例如姿态控制发动机或者发射装置上一级，在这类发动 机中，设置外部增压部件是不大有益的。

第二种解决方案要求使用特定的泵，所述泵能产生发动机所要求的大 流量。与所要求的压力的大幅增加相关联的该流量，需要从数百千瓦特到 几兆瓦特的相当大功率的泵。

在现有和过去的空间发射装置中，对这些泵的驱动系统性地由离心式 涡轮发动机实施，其通常与主发动机使用相同的“爱尔高”火箭燃料。

这些离心式涡轮由热气体驱动。这些热气体通常由从火箭发动机的“爱 尔高”火箭燃料中提取的一部分“爱尔高”火箭燃料和在特定小燃烧室中 燃烧这一部分提取的“爱尔高”火箭燃料而产生。这些热气体也可由一气 体发生器、经常是一小型的火药火箭发动机产生。

离心式涡轮/泵构成的整体称为涡轮泵。所述涡轮泵是复杂并且易碎的 物体，因为涡轮泵利用非常高的转动速度例如10000到30000转/分需要 传递非常高的、有几兆瓦特的功率，从而导致了在设备中非常大的机械应 力。

此外，由燃烧所产生的热气体实现的驱动引起了涡轮侧非常高的温度、 及在涡轮和泵之间的传动轴中的非常大的温度梯度。

当“爱尔高”火箭燃料是低温火箭燃料时，这一热梯度效应仍是突出 的，泵侧的温度为数十开氏温度，而仅距几厘米处，发动机离心式涡轮的 摄氏温度却多于1000度。

最后，由于这些极端的运行条件，涡轮泵的启动难于处理，因为：在 一侧需冷却而在另一侧需制热，并且要足够渐进地使整体转动以便不引起 可能中断涡轮泵的仍旧更高的过渡梯度。

最后，涡轮泵是一种非常昂贵并且使用寿命不长的物件，其使用在运 行寿命不长——以分钟计——的传统发射装置上。

在如航天飞机的可重复使用的发射装置上，几乎每飞行一次就应当更 换涡轮泵，就维护成本而言这是非常沉重的。

在文献US 6457306中描述了一种提出用于替代涡轮泵的解决方案。

这一文献特别地描述了用本身由电池供电的电动机来替代驱动泵的涡 轮机。

因此，就不再需要带动涡轮机的小型火箭发动机，消耗更少的“爱尔 高”火箭燃料，不再出现如此大的温度梯度，并且整体更加可靠且更加适 合于可重复使用的发射装置。

此外可以调整电动机的转动，并且因此更加容易地改变“爱尔高”火 箭燃料的流量、因而改变推进力，并且也可更加容易地控制泵的启动以避 免过大的短暂性梯度。

相反地，供应发动机的能量源应当能够在推进阶段中提供以兆瓦特计 的功率，这意味着对于这一能量源和对于电动机供电部件，在重量和设计 尺寸上都具有极大限制。

最终，能量存储装置和发动机整体是非常沉重的。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于“爱尔高”火箭燃料泵的驱动，其简 单、可靠，能在飞行时被启动并且特别地能使用在可重复使用的推进组件 上。