[发明专利]一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机

说明书

本发明涉及一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，由一套涡轮泵、一个分级燃烧推力室和相应控制阀等组成，无燃气发生器，涡轮泵的涡轮由推力室上腔直接引出的富燃燃气驱动。分级燃烧推力室采用上腔和下腔两级燃烧模式，部分的氧化剂与全部燃料在推力室上腔组织富燃燃烧，形成温度相对较低的富燃燃烧区，产生的富燃燃气再引入推力室下腔，与从氧泵后引入的大部分氧化剂进行补燃燃烧。推力室上腔的混合比依据涡轮可承受的富燃燃气的温度来选取。本发明提系统简单、组件少，无燃气发生器组件，推力室主燃烧区为气液燃烧、燃烧稳定性好等特点，可以较大幅度地降低发动机成本、提高发动机推重比和可靠性。

技术领域

本发明属于火箭发动机，涉及一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，可用于商业运载火箭、空间飞行器的液体推进剂泵压式火箭发动机。

背景技术

目前运载火箭和空间飞行器所采用的泵压式发动机的系统循环方式主要有开式循环和闭式循环两类。闭式循环性能较高但系统复杂，开式循环液体火箭发动机虽然存在涡轮排气损失，性能相对较低，但由于其系统简单、制造成本低、推重比可以达到相对较高的水平，目前仍是商业航天主要的选择，如美国space X公司猎鹰九商业运载火箭所用的梅林发动机，采用的就是开式循环方式。开式循环液体火箭发动机主要有两种方式：一种是燃气发生器循环，另一种是抽气循环。

燃气发生器循环一般由独立的燃气发生器、涡轮泵、推力室、阀等组成，如我国的仍在使用的常规推进剂火箭发动机YF-20；而抽气循环无燃气发生器，系统更为简单。抽气循环发动机可以采用从主燃烧室引出燃气驱动涡轮，但由于主燃烧室燃气温度很高，一般超过3000K,工程上实现无法采用超高温度的燃气来驱动涡轮，因此这种抽气循环在国际上无应用实例。利用低温推进剂介质在推力室冷却套加热气化膨胀做工驱动涡轮(驱动涡轮之后的气态推进剂介质直接排出外界)也是一种无燃气发生器的抽气循环方式，但这种抽气循环发动机不是从主燃烧室引出燃气，驱动涡轮的推进剂介质未参与燃烧，其做工能力取决于气态推进剂的膨胀做工能力，只适用于低温推进剂介质的发动机，如液氧/液氢、液氧/甲烷推进剂组合。日本的LE-9开式膨胀循环发动机就是这类抽气循环发动机的一种。

本发明提出一种无独立燃气发生器，通过组织主燃烧室分级燃烧，从主燃烧室引出低温燃气的一种抽气循环发动机。这种新型抽气循环发动机具有系统简单可靠、适应性广等特点，既适用于双低温推进剂组合、又适用于液氧/煤油推进剂和常温推进剂组合。

发明内容

要解决的技术问题

为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，旨在大幅简化液体火箭发动机系统、解决运载火箭用发动机系统复杂度相对较高、可靠性保证难度大的问题。

技术方案

一种开式分级燃烧抽气循环液体火箭发动机，其特征在于包括分级燃烧推力室6及点火器3、涡轮泵及启动器1、相关阀门以及管路；所述分级燃烧推力室6采用两级燃烧模式，由上至下依次为推力室上腔6-1、气液喷注器6-2、推力室下腔6-3和尾喷管6-4，其中部分氧化剂与全部燃料在推力室上腔6-1中组织富燃燃烧，气液喷注器6-2设有富燃燃气喷注单元和氧化剂喷注单元，推力室上腔6-1中产生的富燃燃气与氧化剂泵后大部分氧化剂通过气液喷注器6-2进入推力室下腔6-3进行补燃燃烧，生成的燃气经尾喷管加速膨胀后排出推力室，推力室的四周设有推力室燃料冷却通道6-5，出口与推力室上腔6-1连通；外部燃料通过燃料泵8和燃料阀9与推力室燃料冷却通道6-5入口连接；外部氧化剂通过氧化剂泵7和氧副阀4、氧主阀5分别与推力室上腔6-1以及气液喷注器6-2连通；所述涡轮泵包括涡轮2以及与其同轴串联的燃料泵8和氧化剂泵7，启动器1与涡轮的集合器连接；所述涡轮泵的涡轮由分级燃烧推力室上腔6-1直接引出的富燃燃气驱动，燃气驱动涡轮后直接排到外界。

所述启动器包括火药启动器或高压气瓶启动器。