[发明专利]液体火箭发动机超导电磁泵循环系统

说明书

【技术领域】

本发明涉及液体火箭发动机循环系统，是基于磁流体发电机技术和高温超导技术建立的一种不同于涡轮泵循环的泵压式循环系统。

【背景技术】

目前大型液体火箭发动机的循环系统绝大多数是涡轮泵循环系统，涡轮泵循环又分为开式循环和闭式循环两种。

燃气发生器循环(Gas Generator cycle，GG)是最常见的开式循环，其系统简图如图1所示。系统中包括燃料泵3、氧化剂泵4、燃气发生器5、燃料涡轮6、氧化剂涡轮7、推力室8、涡轮后燃气喷管9和10。图中箭头方向代表推进剂在管路中的流动方向。燃料和氧化剂从燃料入口1和氧化剂入口2进入，由燃料泵3和氧化剂泵4增压，绝大部分燃料流经冷却套与绝大部分氧化剂一起进入推力室8，在推力室内以当量混合比附近的状态充分燃烧释放能量，通过喷管产生推力；剩余的很小部分推进剂组合在燃气发生器5内以偏离当量混合比的状态进行了不充分燃烧，驱动燃料涡轮6和氧化剂涡轮7后，通过涡轮后燃气喷管9排出，产生另一部分小推力，这部分推力对发动机也有贡献，但贡献很小。由于在燃气发生器内小部分推进剂的燃烧温度低，能量释放不充分，导致这种循环方式有性能损失。燃气发生器循环发动机系统中燃气发生器可以在较低的压力下工作，因而发动机结构质量相对较轻。

补燃循环(Staged Combustion cycle，SC)是一种典型的闭式循环，其系统简图如图2所示。系统中包括燃料泵13、氧化剂泵14、富燃预燃室15、燃料涡轮16、氧化剂涡轮17、推力室18。图中箭头方向代表推进剂在管路中的流动方向。燃料和氧化剂从燃料入口11和氧化剂入口12进入，由燃料泵13和氧化剂泵14增压，将燃料的全部流量和氧化剂的部分流量输送到预燃室15中，在预燃室15内以偏离混合比的状态燃烧，产生低温燃气来驱动燃料涡轮16和氧化剂涡轮17后，进入推力室18，与剩余部分氧化剂一起喷入燃烧室中进行燃烧。补燃循环使所有的推进剂在燃烧室燃烧产生推力，这种循环方式没有性能损失，发动机比冲高。相比燃气发生器循环，补燃循环中预燃室内驱动涡轮的燃气流量增加，因此补燃循环系统有较强的做功能力，可以获得较高的燃烧室压力。但补燃循环发动机系统较复杂，同时由于所有的部件都工作在较高的压力下，因而发动机结构质量较重。

开式循环系统技术难度小，技术成熟，发动机设计和制造成本低，但是由于存在旁路损失，推进剂没有得到充分利用，从而发动机的性能不高。闭式循环系统解决了开式循环旁路损失问题，推进剂可以得到充分利用，发动机的性能高，但技术难度大，发动机设计和制造成本高。

【发明内容】

本发明的目的是提出的一种高性能、高可靠性，高可重复使用性和多次起动容易的液体火箭发动机循环系统。

本发明的技术方案是：超导电磁泵压循环系统结构如图3中所示。系统中包括液氢入口19、液氧入口20、启动电源21、系统超导电路22、液氢超导电磁泵23、液氧超导电磁泵24、冷却通道25、喷注器26、燃烧室27、磁流体发电部件28，喷管29。液氢和液氧分别被氢路超导电磁泵23和氧路超导电磁泵24输运，经过冷却通道25和喷注器26输送到燃烧室27中燃烧。磁流体发电部件28布置在发动机喉部位置，燃烧室27中生成的燃气通过磁流体发电部件28进入喷管29，向后喷射产生推力。磁流体发电部件28输出的电能通过超导电路22输送给液氢超导电磁泵23和液氧超导电磁泵24，驱动其工作，把液氢和液氧输送到燃烧室27中燃烧，形成循环。

本发明的有益效果是：超导电磁泵循环系统相对于开式循环系统，具有高的发动机性能。相对于闭式循环系统，系统相对简单，系统内压力低，设计制造难度小，结构重量轻。取消了涡轮烧蚀部件和复杂的密封部件，发动机的可靠性高，可重复使用性强。多次起动性好。更适用于未来航天天地往返系统的推进及空间飞行器的空间机动飞行。

【附图说明】

图1燃气发生器循环系统原理示意图

图2高压补燃循环系统原理示意图

图3超导电磁泵循环系统原理示意图

图4超导电磁泵外部结构示意图

图5超导电磁泵内部结构轴截面示意图

图6超导电磁泵内部结构轴截面局部放大示意图

【具体实施方式】

下面结合附图来进一步说明本发明。