[发明专利]一种多级泵级间分流的核热发动机系统

说明书

一种多级泵级间分流的核热发动机系统，包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室。本发明采用级间分流的方式，即部分工质从多级泵的非最末级叶轮2a输出端流出，另一部分工质从多级泵的最末级叶轮2b输出端流出。且从侧反射层7c出来的工质和从辅助加热元件7b出来的工质在集合腔7d入口处的压力几乎相等，两路工质压差的绝对值≤0.8MPa。本发明解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题，实现了涡轮泵分系统轴功的降低，提高了核热火箭发动机的室压和比冲，并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。

技术领域

本发明涉及一种多级泵级间分流的核热发动机系统，属于火箭动力系统设计领域。

背景技术

进入21世纪以来，世界各航天大国都在积极探讨重返月球、登陆火星等星际载人飞行计划，为实现相应空间任务，要求航天推进动力系统具有更高的推进性能。核热火箭发动机将核裂变反应堆取代液体火箭发动机的燃烧室，利用核裂变产生的能量加热推进剂至高温后通过超声速喷管膨胀产生推力，以分子量最小的氢作为核热火箭发动机的推进剂时，其比冲可达900s及以上，约为液氢/液氧火箭发动机的2倍，是实现深空探测任务的理想动力。

核热火箭发动机具有单一推进剂、无燃烧过程的特点，适宜的系统方案为闭式膨胀循环、开式膨胀循环和抽气循环，其中闭式膨胀循环方案是比冲最高的方案，为核热火箭发动机系统方案的最佳选择。

现有的核热发动机闭式膨胀循环系统方案中，工质在进入涡轮前分为两路，分流位置在泵后或推力室再生冷却夹套出口处。上述系统方案存在的问题是，两路工质在进入反应堆入口处的集合腔时压力相差达2-6MPa，需要在进入集合腔前对高压路采用节流元件降压，降至与低压路相同的压力，造成了明显的压力浪费，增大了涡轮泵分系统的轴功负担，也限制了核热火箭发动机的室压和比冲的提升。

发明内容

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种多级泵级间分流的核热发动机系统，解决了现有核热火箭发动机闭式膨胀循环方案中涡轮泵轴功浪费的问题，实现了涡轮泵分系统轴功的降低，提高了核热火箭发动机的室压和比冲，并填补了国内低轴功核热火箭发动机闭式膨胀循环系统方案的空白。

本发明的技术解决方案是：

一种多级泵级间分流的核热发动机系统，包括贮箱、多级泵、涡轮、轴系、主阀、副控阀、反应堆和推力室；反应堆为圆柱形结构，最内层为燃料元件、燃料元件外侧包覆有辅助加热元件，辅助加热元件外侧包覆有侧反射层，燃料元件和辅助加热元件上方设置有集合腔；燃料元件和辅助加热元件内部设置有多个孔；推力室包括喷管和再生冷却夹套，其中再生冷却夹套位于喷管外侧；再生冷却夹套和侧反射层中加工有相连通的工质通道，辅助加热元件中加工有相连通的工质进入通道和工质流出通道；

多级泵由多级叶轮串联形成；多级泵通过轴系与涡轮连接，三者共同组成了涡轮泵分系统；贮箱的出口通过管路与多级泵的首级叶轮输入端连接，多级泵中一个非最末级叶轮的输出端通过管路与主阀连接，主阀通过管路与再生冷却夹套中的工质通道连接；侧反射层中的工质通道出口通过管路与集合腔连接；多级泵的最末级叶轮的输出端通过管路与副控阀连接，副控阀通过管路与辅助加热元件中的工质进入通道连接，辅助加热元件中的工质流出通道出口通过管路与涡轮入口连接，涡轮出口通过管路与集合腔连接；主阀、副控阀和反应堆均与外部控制系统连接。

经侧反射层工质通道进入集合腔入口处的气体工质与由涡轮出口进入集合腔入口处的气体工质的压差绝对值≤0.8MPa。

非最末级叶轮的输出端和最末级叶轮的输出端均设置有调节元件，用于调节流出的工质质量流量。

从非最末级叶轮输出端流出的工质质量流量与从最末级叶轮输出端流出的工质质量流量之和等于贮箱流出的工质总质量流量，且从最末级叶轮输出端流出的工质质量流量占贮箱流出的工质总质量流量的20％-50％。