[发明专利]变推力泵压式液体火箭发动机系统

说明书

本发明属于航空航天动力技术领域，尤其涉及一种变推力泵压式液体火箭发动机系统。该系统的燃料泵具有输入端和两个输出端，燃料泵的输入端和燃料源连接，氧化剂泵具有输入端和两个输出端，氧化剂泵的输入端和氧化剂源连接，推力室分别和燃料泵的一个输出端以及氧化剂泵的一个输出端连接，燃气发生器分别和燃料泵的另一个输出端以及氧化剂泵的另一个输出端连接，第一可调汽蚀文氏管设置在燃气发生器和燃料泵的另一个输出端之间，第二可调汽蚀文氏管设置在燃气发生器和氧化剂泵的另一个输出端之间，本发明可实现对发动机推力的调节，以适应火箭的回收和载荷的入轨。

技术领域

本发明属于航空航天动力技术领域，尤其涉及一种变推力泵压式液体火箭发动机系统。

背景技术

液体火箭发动机是航天运载火箭的主动力装置，具有推力大、比冲高、系统结构复杂等特点。传统液体火箭发动机为简化系统构成、降低研制难度、提高可靠性，通常设计成仅能工作在额定推力，而不具备在工作工程中实时调节推力的能力。

随着空间载荷种类数量和种类日益增多，对于运载火箭任务适应性的要求愈来愈高，一箭发射多轨多星逐渐成为运载火箭的主要工作模式。另一方面，传统一次性使用火箭成本高昂，已逐渐无法适应商业航天大规模、低成本发射的需求，发射后回收和可重复使用成为了目前运载火箭发展的重点方向。

无论是对于火箭的回收还是载荷的入轨，都需要火箭发动机具备推力实时可调节的能力。

发明内容

针对上述现有技术存在的不足，本发明提供一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，以使火箭发动机具备推力实时可调节的能力。

本发明的技术方案为：

一种变推力泵压式液体火箭发动机系统，所述系统包括：

燃料泵，所述燃料泵具有输入端和两个输出端，所述燃料泵的输入端和燃料源连接；

氧化剂泵，所述氧化剂泵具有输入端和两个输出端，所述氧化剂泵的输入端和氧化剂源连接；

推力室，所述推力室分别和所述燃料泵的一个输出端以及所述氧化剂泵的一个输出端连接；

燃气发生器，所述燃气发生器分别和所述燃料泵的另一个输出端以及所述氧化剂泵的另一个输出端连接；

第一可调汽蚀文氏管，所述第一可调汽蚀文氏管设置在所述燃气发生器和所述燃料泵的另一个输出端之间；

第二可调汽蚀文氏管，所述第二可调汽蚀文氏管设置在所述燃气发生器和氧化剂泵的另一个输出端之间；

涡轮，所述涡轮和所述燃气发生器连接。

进一步地，所述涡轮还依次和所述燃料泵以及所述氧化剂泵连接。

进一步地，所述推力室和所述燃料泵的一个输出端之间设置有第一控制阀；

所述推力室和所述氧化剂泵的一个输出端之间设置有第二控制阀。

进一步地，所述燃气发生器和所述第一可调汽蚀文氏管之间设置有第三控制阀；

所述燃气发生器和所述第二可调汽蚀文氏管之间设置有第四控制阀。

进一步地，所述第一可调汽蚀文氏管和所述第一可调汽蚀文氏管均包括：

第一阀体；

驱动电机，所述驱动电机的固定端固定设置在所述第一阀体上，所述驱动电机的输出轴可沿所述第一阀体的轴向做伸缩运动；

第二阀体，所述第二阀体具有相对的第一端和第二端，所述第一阀体安装在所述第二阀体的第一端上，所述第二阀体内设置有通孔，所述通孔沿所述第二阀体的轴向贯通设置，所述第二阀体的周面上设置有入口；