[發明專利]一種補燃循環氫氧火箭發動機半系統試驗系統

在審

• 申請號: 202211678427.8
• 申請日: 2022-12-26
• 公開（公告）號: CN116201659A
• 公開（公告）日: 2023-06-02
• 發明（設計）人: 穆桐;鄭孟偉;張箭;許曉勇;劉忠恕;鞏巖博;劉暢;孫紀國;張衛紅;鄭大勇
• 申請（專利權）人: 北京航天動力研究所
• 主分類號: F02K9/96
• 分類號: F02K9/96;F02K9/42;F02K9/46;F02K9/64
• 代理公司: 中國航天科技專利中心 11009
• 代理人: 楊春穎

本發明公開了一種補燃循環氫氧火箭發動機半系統試驗系統，包括：推力室、預燃室、氫預壓渦輪泵、氧預壓渦輪泵、氫主渦輪泵、氧主渦輪泵、預燃室氫閥、預燃室氧閥、推力室氫閥、推力室氧閥、氫渦輪燃氣噴嘴、氧渦輪燃氣噴嘴、氫預壓渦輪音速噴嘴、推力室氧氣蝕管、推力室夾套音速噴嘴和推力室燃氣頭腔；氫預壓渦輪泵經氫主渦輪泵、預燃室氫閥接預燃室，氧預壓渦輪泵經氧主渦輪泵、預燃室氧閥接預燃室，預燃室分別經氫渦輪燃氣噴嘴和氧渦輪燃氣噴嘴后接推力室燃氣頭腔。本發明所述設定補燃循環氫氧火箭發動機半系統試驗系統，能夠降低半系統試驗難度，提高試驗安全性和可靠性。

技術領域

本發明屬于氫氧火箭發動機技術領域，尤其涉及一種補燃循環氫氧火箭發動機半系統試驗系統。

背景技術

火箭發動機為運載火箭飛行提供動力，火箭發動機的性能直接決定了火箭的運載能力。火箭發動機具有多種動力循環方式，其中補燃循環發動機推力大、比沖高，是性能較高的動力循環方案之一，是高性能火箭的首選動力。但是補燃循環發動機組件眾多、系統復雜，在研制過程中需要進行一系列組件級和分系統級試驗，最終才能進行發動機全系統試驗。為降低首次進行發動機全系統試驗的風險，在首次發動機全系統試驗前可以通過開展發動機半系統試驗，通過半系統試驗獲取更多的組件工作特性。

發動機半系統試驗與全系統試驗主要區別為半系統試驗不包含發動機推力室組件。由于發動機系統不完整，為試驗帶來了較多發動機以外的難題，比如需要為半系統試驗設計模擬推力室起固定支撐作用，需要為發動機預壓渦輪泵額外提供驅動介質提供能源，同時驅動渦輪后的燃氣由于流量大、存在大量富氫燃氣，需要專門設計安全排放系統，引入了額外的風險。

發明內容

本發明的技術解決問題：克服現有技術的不足，提供一種補燃循環氫氧火箭發動機半系統試驗系統，能夠降低半系統試驗難度，提高試驗安全性和可靠性。

為了解決上述技術問題，本發明公開了一種補燃循環氫氧火箭發動機半系統試驗系統，包括：推力室、預燃室、氫預壓渦輪泵、氧預壓渦輪泵、氫主渦輪泵、氧主渦輪泵、預燃室氫閥、預燃室氧閥、推力室氫閥、推力室氧閥、氫渦輪燃氣噴嘴、氧渦輪燃氣噴嘴、氫預壓渦輪音速噴嘴、推力室氧氣蝕管、推力室夾套音速噴嘴和推力室燃氣頭腔；

氫預壓渦輪泵的出口3A接氫主渦輪泵的入口5A；氫主渦輪泵的出口5A通過管路分別接預燃室的入口2A和推力室冷卻夾套的入口；氫主渦輪泵的出口5A與預燃室的入口2A之間的連接管路上設置有預燃室氫閥，氫主渦輪泵的出口5A與推力室冷卻夾套的入口之間的連接管路上設置有推力室氫閥；推力室冷卻夾套的出口接氫預壓渦輪泵的入口3A，推力室冷卻夾套的出口與氫預壓渦輪泵的入口3A之間的連接管路上設置有推力室夾套音速噴嘴；氫預壓渦輪泵的出口3B通過管路接氫預壓渦輪音速噴嘴；

氧預壓渦輪泵的出口4A接氧主渦輪泵的入口6A；氧主渦輪泵的出口6A通過管路分別接推力室氧氣蝕管和氧預壓渦輪泵的入口4A；氧主渦輪泵的出口6A與推力室氧氣蝕管之間的連接管路上設置有推力室氧閥；氧主渦輪泵的出口6B通過管路接預燃室的入口2B，氧主渦輪泵的出口6B與預燃室的入口2B之間的連接管路上設置有預燃室氧閥；

預燃室的出口2A通過管路分別接氫主渦輪泵的入口5B和氧主渦輪泵的入口6B；氫主渦輪泵的出口5B通過管路接推力室燃氣頭腔，氫主渦輪泵的出口5B與推力室燃氣頭腔之間的連接管路上設置有氫渦輪燃氣噴嘴；氧主渦輪泵的出口6C通過管路接推力室燃氣頭腔，氧主渦輪泵的出口6C與推力室燃氣頭腔之間的連接管路上設置有氧渦輪燃氣噴嘴；

推力室氧頭腔、推力室燃氣頭腔和推力室氫頭腔為設置在推力室頭部的三個腔體。