[發明專利]大推力液體火箭發動機及其低功耗半自身起動方法

有效

• 申請號: 202011504613.0
• 申請日: 2020-12-18
• 公開（公告）號: CN112628018B
• 公開（公告）日: 2022-01-07
• 發明（設計）人: 龔南妮;徐浩海;李春紅;王海燕;武曉欣;嚴俊峰;張航
• 申請（專利權）人: 西安航天動力研究所
• 主分類號: F02K9/46
• 分類號: F02K9/46;F02K9/56;F02K9/58;F02K9/62
• 代理公司: 西安智邦專利商標代理有限公司 61211
• 代理人: 王少文

本發明涉及大推力液體火箭發動機及其低功耗半自身起動方法，以解決現有液體火箭發動機起動方式存在的起動品質較差，所需起旋功率較大，不能實現發動機重復使用的問題。該發動機包括燃氣系統、氧化劑供應系統、燃料供應系統和起動系統，起動系統包括第一高壓氣體驅動管路和第二高壓氣體驅動管路。第一高壓氣體驅動管路入口接高壓氣源，其出口與第一主渦輪入口連接；第二高壓氣體驅動管路入口接高壓氣源，其出口與第二主渦輪入口連接；氧泵出口與氧預壓渦輪入口連接，氧預壓渦輪出口與氧泵入口連接；燃料泵出口或推力室冷卻管路出口與燃料預壓渦輪入口連接，燃料預壓渦輪出口與燃料泵入口連接。

技術領域

本發明涉及液體火箭發動機領域，具體涉及大推力液體火箭發動機及其低功耗半自身起動方法。

背景技術

液體火箭發動機的起動方式主要包括自身起動和強迫起動。

自身起動方式需借助貯箱和/或液柱的壓力實現，對于高空推進裝置，通常氧化劑貯箱和燃料貯箱的壓力很低，如果采用自身起動方式，存在低入口壓力狀態下起動初始能量不足的問題，導致渦輪泵轉速爬升慢，泵易發生汽蝕，起動段燃氣溫度超調大，起動品質較差。

因此，目前用于高空推進(或需要在低入口壓力下起動)的泵壓式液體火箭發動機通常采用強迫起動方式，現有的實施方案包括以下幾類：

1.起動渦輪帶動主渦輪的強迫起動方式(例：補燃循環發動機強迫起動過程，航空動力學報，2015)，此類起動方式需設置與主渦輪同軸的起動渦輪，通過外部能源將起動渦輪起旋，并達到一定轉速。

2.火藥燃氣直接起旋主渦輪的方式(例：中國專利CN111502864A)，此類起動方式是將火藥起動器設置于主渦輪上，通過火藥燃氣直接將主渦輪起旋至一定轉速，從而使渦輪-泵-燃氣發生器建立反饋。

以上兩類起動方式均需采用外部能源將發動機起動至一個較高的工況，使渦輪泵進入正常工作狀態或接近正常工作狀態。第一種起動方式需通過外部能源輸入起動功率，達到發動機渦輪泵額定功率50％以上。因此，對于采用這種起動方式的大推力發動機，要將渦輪泵起動到接近正常工作狀態，所需起旋功率較大。對于第二種起動方式，不能實現發動機的重復使用。

發明內容

本發明的目的是解決現有液體火箭發動機起動方式存在的起動品質較差，所需起旋功率較大，或者是不能實現發動機重復使用的問題，而提供了大推力液體火箭發動機及其低功耗半自身起動方法。

為達到上述目的，本發明所采用的技術方案為：

一種大推力液體火箭發動機，包括燃氣系統、氧化劑供應系統和燃料供應系統；

所述燃氣系統包括推力室、第一燃氣發生器、第二燃氣發生器、第一主渦輪和第二主渦輪；所述推力室外側設有推力室冷卻管路；

所述氧化劑供應系統包括氧預壓泵、用于驅動氧預壓泵的氧預壓渦輪、通過第一主渦輪驅動旋轉的氧泵、第一燃氣發生器氧閥和第二燃氣發生器氧閥；

所述燃料供應系統包括燃料預壓泵、用于驅動燃料預壓泵的燃料預壓渦輪、通過第二主渦輪驅動旋轉的燃料泵、冷卻管路入口控制閥、第一燃氣發生器燃料閥和第二燃氣發生器燃料閥；

其特殊之處在于：還包括起動系統；

所述起動系統包括第一高壓氣體驅動管路和第二高壓氣體驅動管路；

所述第一高壓氣體驅動管路入口接高壓氣源，其出口與第一主渦輪入口連接；所述第一高壓氣體驅動管路上沿氣流方向依次設置有第一氣體控制閥、第一氣體節流裝置和第一氣體單向閥；

所述第二高壓氣體驅動管路入口接高壓氣源，其出口與第二主渦輪入口連接；所述第二高壓氣體驅動管路上沿氣流方向依次設置有第二氣體控制閥、第二氣體節流裝置和第二氣體單向閥；