[发明专利]组合循环液体火箭发动机

说明书

本发明提供了一种组合循环液体火箭发动机。该组合循环液体火箭发动机包括推力室、涡轮泵组件和燃发器，涡轮泵组件包括燃料涡轮、燃气涡轮、燃料泵、助燃剂泵和动力输出机构。组合循环液体火箭发动机还包括主燃料管路、燃料驱动管路、副燃料管路、主助燃剂管路、副助燃剂管路和燃气驱动管路。本发明的技术方案具有两种发动机循环方式，液体火箭可以根据动力需要选择相应的发动机循环方式，可规避膨胀循环发动机起动慢、推进剂消耗量大、室压低的缺点，也能有效降低燃气涡轮工作温度过高而容易损坏的问题，提高发动机的可靠性。

技术领域

本发明涉及液体火箭技术领域，具体而言，涉及一种组合循环液体火箭发动机。

背景技术

在发展航天动力的工作中，液体火箭发动机的性能及可靠性的提高是航天工作者不懈追求的目标。当前世界上液体火箭发动机从推进剂角度讲，以液氢/液氧组合比冲性能最高，排在第二位的是液氧/甲烷推进剂组合，这也是液氧/甲烷推进剂得以进一步发展的一个重要原因。

液氧/甲烷推进剂的两种推进剂组合都是低温推进剂，发动机可以选择的循环方式包括：燃气发生器循环、膨胀循环、高压补燃循环。其中，膨胀循环和高压补燃循环属于闭式循环，理论真空比冲可以做的很高。但是高压补燃循环要求泵后出口压力非常高，同时系统较为复杂可靠性相对燃气发生器循环底，发动机成本较高，而且火箭发动机出现故障概率最大的组件就是涡轮泵，一般发生概率在60%左右。膨胀循环则是利用燃料吸热后气化，然后去推动涡轮，最大优点是涡轮温度相对较低，发动机可靠性高的同时真空比冲理论上可以较高，但受到气体密度的限制，可提供给涡轮的功率相对有限，因而膨胀循环燃烧室压力都不能做高，这样就直接导致发动机推质比相对较低。燃气发生器循环产品可靠性高、成本比较低廉，但在运行过程中由于涡轮排气损失较大，比冲性能一般在6%~10%之间，性能偏低。

由此可知，现有技术中的各式循环的发动机在综合性能方面还是存在着不足。

发明内容

本发明的主要目的在于提供一种组合循环液体火箭发动机，以解决现有技术中液体火箭发动机存在的综合性能比较差的技术问题。

为了实现上述目的，本发明提供了一种组合循环液体火箭发动机，包括：推力室，推力室内形成有气体加速空间，推力室上形成有与气体加速空间相连通的燃料口和助燃剂口，推力室上还形成有换热通道，以及与换热通道相连通的燃料冷却剂入口和燃料冷却剂出口；涡轮泵组件，涡轮泵组件包括燃料涡轮、燃气涡轮、燃料泵和助燃剂泵和动力输出机构，燃料涡轮和燃气涡轮分别与动力输出机构的输入端驱动连接以对动力输出机构提供动力，动力输出机构的输出端分别与燃料泵和助燃剂泵驱动连接以驱动燃料泵和助燃剂泵运行；主燃料管路，经过燃料泵与燃料冷却剂入口相连；燃料驱动管路，连接在燃料冷却剂出口和燃料口之间，燃料驱动管路经过燃料涡轮，用于驱动燃料涡轮运行；主助燃剂管路，经过助燃剂泵与助燃剂口相连；燃发器，燃发器上设置有第一进口、第二进口和燃气出口；副燃料管路，从主燃料管路上分出，与第一进口相连；副助燃剂管路，从主助燃剂管路上分出，与第二进口相连；燃气驱动管路，连接在燃气出口和气体加速空间之间，燃气驱动管路经过燃气涡轮，用于驱动燃气涡轮运行。

在一个实施方式中，组合循环液体火箭发动机还包括换热器，燃料驱动管路在经过燃料涡轮之前先经过换热器，燃气驱动管路在经过燃气涡轮之前先经过换热器，换热器用于交换燃料驱动管路和燃气驱动管路的热量。

在一个实施方式中，主燃料管路上设置有燃料主阀。

在一个实施方式中，副燃料管路上设置有燃料副阀。

在一个实施方式中，主助燃剂管路上设置有助燃剂主阀。

在一个实施方式中，副助燃剂管路上设置有助燃剂副阀。

在一个实施方式中，组合循环液体火箭发动机还包括：控制旁通管路，控制旁通管路的进口连接在燃料驱动管路上并位于燃料涡轮的上游，控制旁通管路的出口连接在燃料驱动管路上并位于燃料涡轮的下游。