[發明專利]組合循環液體火箭發動機

在審

• 申請號: 202011378403.1
• 申請日: 2020-12-01
• 公開（公告）號: CN112228248A
• 公開（公告）日: 2021-01-15
• 發明（設計）人: 劉業奎;王明哲;郭利明;李文鵬;李強;左安軍;孫侃
• 申請（專利權）人: 北京宇航推進科技有限公司
• 主分類號: F02K9/44
• 分類號: F02K9/44;F02K9/48;F02K9/62;F02K9/64;F02K9/58
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

本發明提供了一種組合循環液體火箭發動機。該組合循環液體火箭發動機包括推力室、渦輪泵組件和燃發器，渦輪泵組件包括燃料渦輪、燃氣渦輪、燃料泵、助燃劑泵和動力輸出機構。組合循環液體火箭發動機還包括主燃料管路、燃料驅動管路、副燃料管路、主助燃劑管路、副助燃劑管路和燃氣驅動管路。本發明的技術方案具有兩種發動機循環方式，液體火箭可以根據動力需要選擇相應的發動機循環方式，可規避膨脹循環發動機起動慢、推進劑消耗量大、室壓低的缺點，也能有效降低燃氣渦輪工作溫度過高而容易損壞的問題，提高發動機的可靠性。

技術領域

本發明涉及液體火箭技術領域，具體而言，涉及一種組合循環液體火箭發動機。

背景技術

在發展航天動力的工作中，液體火箭發動機的性能及可靠性的提高是航天工作者不懈追求的目標。當前世界上液體火箭發動機從推進劑角度講，以液氫/液氧組合比沖性能最高，排在第二位的是液氧/甲烷推進劑組合，這也是液氧/甲烷推進劑得以進一步發展的一個重要原因。

液氧/甲烷推進劑的兩種推進劑組合都是低溫推進劑，發動機可以選擇的循環方式包括：燃氣發生器循環、膨脹循環、高壓補燃循環。其中，膨脹循環和高壓補燃循環屬于閉式循環，理論真空比沖可以做的很高。但是高壓補燃循環要求泵后出口壓力非常高，同時系統較為復雜可靠性相對燃氣發生器循環底，發動機成本較高，而且火箭發動機出現故障概率最大的組件就是渦輪泵，一般發生概率在60%左右。膨脹循環則是利用燃料吸熱后氣化，然后去推動渦輪，最大優點是渦輪溫度相對較低，發動機可靠性高的同時真空比沖理論上可以較高，但受到氣體密度的限制，可提供給渦輪的功率相對有限，因而膨脹循環燃燒室壓力都不能做高，這樣就直接導致發動機推質比相對較低。燃氣發生器循環產品可靠性高、成本比較低廉，但在運行過程中由于渦輪排氣損失較大，比沖性能一般在6%~10%之間，性能偏低。

由此可知，現有技術中的各式循環的發動機在綜合性能方面還是存在著不足。

發明內容

本發明的主要目的在于提供一種組合循環液體火箭發動機，以解決現有技術中液體火箭發動機存在的綜合性能比較差的技術問題。

為了實現上述目的，本發明提供了一種組合循環液體火箭發動機，包括：推力室，推力室內形成有氣體加速空間，推力室上形成有與氣體加速空間相連通的燃料口和助燃劑口，推力室上還形成有換熱通道，以及與換熱通道相連通的燃料冷卻劑入口和燃料冷卻劑出口；渦輪泵組件，渦輪泵組件包括燃料渦輪、燃氣渦輪、燃料泵和助燃劑泵和動力輸出機構，燃料渦輪和燃氣渦輪分別與動力輸出機構的輸入端驅動連接以對動力輸出機構提供動力，動力輸出機構的輸出端分別與燃料泵和助燃劑泵驅動連接以驅動燃料泵和助燃劑泵運行；主燃料管路，經過燃料泵與燃料冷卻劑入口相連；燃料驅動管路，連接在燃料冷卻劑出口和燃料口之間，燃料驅動管路經過燃料渦輪，用于驅動燃料渦輪運行；主助燃劑管路，經過助燃劑泵與助燃劑口相連；燃發器，燃發器上設置有第一進口、第二進口和燃氣出口；副燃料管路，從主燃料管路上分出，與第一進口相連；副助燃劑管路，從主助燃劑管路上分出，與第二進口相連；燃氣驅動管路，連接在燃氣出口和氣體加速空間之間，燃氣驅動管路經過燃氣渦輪，用于驅動燃氣渦輪運行。

在一個實施方式中，組合循環液體火箭發動機還包括換熱器，燃料驅動管路在經過燃料渦輪之前先經過換熱器，燃氣驅動管路在經過燃氣渦輪之前先經過換熱器，換熱器用于交換燃料驅動管路和燃氣驅動管路的熱量。

在一個實施方式中，主燃料管路上設置有燃料主閥。

在一個實施方式中，副燃料管路上設置有燃料副閥。

在一個實施方式中，主助燃劑管路上設置有助燃劑主閥。

在一個實施方式中，副助燃劑管路上設置有助燃劑副閥。

在一個實施方式中，組合循環液體火箭發動機還包括：控制旁通管路，控制旁通管路的進口連接在燃料驅動管路上并位于燃料渦輪的上游，控制旁通管路的出口連接在燃料驅動管路上并位于燃料渦輪的下游。