[发明专利]一种深度变推多次起动液体火箭动力系统

说明书

本发明涉及一种液体火箭发动机，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统；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，以及现有液氧煤油为主推进剂的月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题。一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统和气氧燃气发生器；气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机。

技术领域

本发明涉及一种液体火箭动力系统，具体涉及一种深度变推多次起动液体火箭动力系统。

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。

燃气发生器也称为预燃室，多作为泵压式液体火箭发动机的燃烧组件，主要用于产生高温燃气驱动涡轮做功，为推进剂增压。

现有的月面着陆与上升飞行器的姿控动力系统采用的推进剂一般与主推进剂不同，因此，需要额外配备用于姿控动力系统的推进剂及其高压贮箱，导致液体火箭发动机体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本。

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，以及现有月面着陆与上升飞行器轨控与姿控动力系统推进剂不统一，需要额外配备推进剂及其高压贮箱，导致其体积和质量增加，减少了液体火箭发动机的有效载荷、增大了发射成本的技术问题，本发明提供了一种深度变推多次起动液体火箭动力系统。

本发明的技术解决方案是：

一种深度变推多次起动液体火箭动力系统，包括液体火箭发动机和推进剂供应系统；所述推进剂供应系统包括液氧贮箱、煤油贮箱、氦气贮箱和减压阀组；所述液氧贮箱的出口设置氧预压涡轮泵；其特殊之处在于：

还包括气氧燃气发生器；所述气氧燃气发生器用于将推进剂供应系统提供的液氧和煤油进行燃烧以产生高富氧燃气并进行储存；

所述液体火箭发动机为基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机，其包括推力室、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、第一开关阀、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；

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；