[发明专利]基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机

说明书

本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机；解决了现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题。一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器、氦气控制单元和气氧贮箱；第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室上方；涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上。

技术领域

本发明涉及一种火箭发动机，具体涉及一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。

背景技术

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。

发明内容

为了解决现有登月火箭发动机性能偏低，推进剂有毒以及增压系统配件复杂的技术问题，本发明提供了一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。

本发明的技术解决方案是：

一种基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，包括推力室、燃气流量调节装置、涡轮泵组、燃料流量调节装置、液氧节流阀、开关阀、第一气氧煤油火炬点火器、第二气氧煤油火炬点火器和氦气控制单元；所述推力室包括燃烧室和喷管；所述喷管内设置有喷管冷却夹层；其特殊之处在于：

还包括气氧贮箱；

所述涡轮泵组包括依次同轴固连且相互隔离的主涡轮、氧化剂泵、强迫启动涡轮和燃料泵；

所述第一气氧煤油火炬点火器设置在推力室的燃烧室的上方，其第一气氧入口G2接气氧贮箱的出口，其煤油入口R2接煤油贮箱的出口，其出口设置在推力室的燃烧室；

所述第二气氧煤油火炬点火器设置在强迫启动涡轮上，其第一气氧入口G3接气氧贮箱的出口，其煤油入口R3接煤油贮箱的出口，其出口接强迫启动涡轮的入口；所述强迫启动涡轮的出口与外界相通；

所述燃料泵的入口与煤油贮箱的出口连接，所述燃料泵的出口依次连接燃料流量调节装置和开关阀，所述开关阀的出口接进入推力室的燃烧室；

所述氧化剂泵的入口与液氧贮箱出口相连，所述氧化剂泵的出口为两个，其中一个出口接氧预压涡轮泵的氧预压涡轮驱动入口，另一个出口经液氧节流阀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的第一气氧入口，另外两路分别经燃气流量调节装置和主涡轮后进入推力室的燃烧室进行燃烧；

所述气氧贮箱的第二气氧入口接高富氧燃气贮箱的出口；

所述氦气控制单元包括氦气贮箱、开关和减压阀组、两个液氧管路控制器(DC1、DC2)、两个煤油管路控制器(DC3、DC4)；

所述液氧节流阀的两个气控口(C1、C2)分别接两个液氧管路控制器(DC1、DC2)；

所述开关阀的两个气控口(C3、C4)分别接两个煤油管路控制器(DC3、DC4)。