一种开式循环变推力液体火箭发动机系统技术方案

本实用新型专利技术公开了一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，包括涡轮泵组件，与涡轮泵组件连接的发生器组件，与涡轮泵组件连接的推力室组件，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的燃料主路节流元件，位于燃料主路节流元件与推力室组件之间之后的燃料主阀，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的氧化剂主路节流元件，位于氧化剂主路节流元件与推力室组件之间的氧化剂主阀，以及集成在发生器组件的工况调节作动器。发动机无单独的变工况调节器，变工况调节器集成在发生器上，发生器组件采用可变面积针栓式喷注器，实现副系统流量的可控调节，进而实现发动机的工况调节。

An open cycle variable thrust liquid rocket engine system

【技术实现步骤摘要】
一种开式循环变推力液体火箭发动机系统
本技术涉及火箭发动机
，尤其涉及一种开式循环变推力液体火箭发动机系统。
技术介绍
火箭发动机是为运载火箭飞行、变轨、调姿等提供动力的装置。液体火箭发动机是使用液态推进剂的火箭发动机，液态推进剂由火箭自带，为减少推进剂携带量，提高火箭运载能力，火箭发动机一般都是按某固定推力工况进行设计，这样有利于使发动机获得最优的性能。但是，在某些特定应用场合如软着陆、空间对接或变轨等，则要求发动机具备变推力工作能力，尤其近些年来，为降低成本，越来越多的商业航天公司提出了运载器可重复使用方案，为实现火箭回收，推力可调成为可重复使用运载火箭发动机必备的能力。液体火箭发动机可分为挤压式发动机和泵压式发动机，泵压式发动机又可分为开式循环发动机和闭式循环发动机。挤压式液体火箭发动机系统简单，易于实现变推力调节，国内现有变推力液体火箭发动机主要为挤压式系统，如探月工程二期月面软着陆用YF-36发动机，最大推力为7500N，推力变比5:1，推力可连续调节。挤压式发动机的主要问题在于推力普遍较小，一般不超过1吨，更大推力的发动机通常都会采用泵压式系统，否则体积庞大，系统重量重。泵压式液体火箭发动机由于增加了涡轮泵组件，大大提高了推进剂供应能力，故泵压式发动机的推力可做到小至几千牛、大到数百吨，但由于增加了涡轮泵及副系统发生器，泵压式发动机系统结构复杂，变推力调节的难度更大，除在副系统设置工况调节作动器外，还需在主系统设置混合比调节器，调节方案复杂，并且国内现有泵压式变推力发动机通常为两档变推，推力不能连续调节。公开于该
技术介绍
部分的信息仅仅旨在加深对本技术的总体
技术介绍
的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。基于上述原因，本申请人提出了一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，旨在解决上述问题。
技术实现思路
为了满足上述要求，本技术的目的在于提供一种开式循环变推力液体火箭发动机系统。为了实现上述目的，本技术采用以下技术方案：一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，包括涡轮泵组件，与涡轮泵组件连接的发生器组件，与涡轮泵组件连接的推力室组件，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的燃料主路节流元件，位于燃料主路节流元件与推力室组件之间的燃料主阀，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的氧化剂主路节流元件，位于氧化剂主路节流元件与推力室组件之间的氧化剂主阀，以及集成在发生器组件的工况调节作动器；所述涡轮泵组件包括氧化剂泵、燃料泵、涡轮，所述氧化剂泵与发生器组件之间依次连接有氧化剂副路节流元件、氧化剂副阀；所述燃料泵与发生器组件之间依次连接有燃料副路节流元件、燃料副阀；所述涡轮与发生器组件连接。进一步技术方案为，所述发生器组件为可变截面针栓式喷注器。进一步技术方案为，所述工况调节作动器为电机或液压式作动器。进一步技术方案为，所述氧化剂泵设有氧化剂入口。进一步技术方案为，所述燃料泵设置有燃料入口。进一步技术方案为，所述推力室组件设有氧化剂入口与燃料入口，所述氧化剂主阀安装在推力室氧化剂路入口，所述燃料主阀安装在推力室组件的燃料路入口，用于控制所述推力室组件推进剂的通/断控制。进一步技术方案为，所述氧化剂主路节流元件安装于氧化剂主管路，所述燃料主路节流元件安装于燃料主管路，用于控制所述推力室组件推进剂质量混合比；所述氧化剂主管路用于连接氧化剂泵与推力室组件，所述燃料主管路用于连接燃料泵与推力室组件。进一步技术方案为，所述氧化剂副阀安装在发生器组件的氧化剂路入口，所述燃料副阀安装在发生器组件的燃料路入口，用于控制所述发生器组件推进剂的通/断控制。进一步技术方案为，所述氧化剂副路节流元件安装于氧化剂副管路，所述燃料副路节流元件安装于燃料副管路，用于控制所述工况调节作动器的推进剂流量及质量混合比。进一步技术方案为，所述氧化剂副管路连接发生器组件与氧化剂主路节流元件，所述燃料副管路连接氧化剂泵与发生器组件。进一步技术方案为，所述工况调节作动器与发生器组件的可变面积针栓式喷注器连接，所述工况调节作动器用于驱动可变面积针栓式喷注器的开度。相比于现有技术,本技术的有益效果在于：发动机无单独的变工况调节器，变工况调节器集成在发生器上，此外，发生器组件采用可变面积针栓式喷注器，既作为喷注器用于实现推进剂的喷注、雾化，又作为流量调节器，实现副系统流量的可控调节，进而实现发动机的工况调节。其次，工况调节作动器直接采用电机或采用电磁阀控制的液压式作动器，可以实现发生器喷注器面积的连续调节，最终实现发动机工况的连续调节。下面结合附图和具体实施例对本技术作进一步描述。附图说明图1是本技术一种开式循环变推力液体火箭发动机系统具体实施例的系统框架示意图。附图标记1涡轮泵组件2发生器组件3推力室组件4燃料主路节流元件5氧化剂主阀6氧化剂主路节流元件7燃料主阀8工况调节作动器9氧化剂泵10燃料泵11涡轮12燃料副路节流元件13燃料副阀14氧化剂副阀15氧化剂副路节流元件A氧化剂入口B燃料入口具体实施方式为了使本技术的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下面结合附图和具体实施方式对本技术作进一步详细说明。下面将结合本技术实施例中的附图，对本技术实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本技术中的实施例，本领域技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本技术保护的范围。在本技术的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本技术和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本技术的限制。此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本技术的描述中，“多个”的含义是两个或两个以上，除非另有明确具体的限定。在本技术中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，其特征在于，包括涡轮泵组件，与涡轮泵组件连接的发生器组件，与涡轮泵组件连接的推力室组件，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的燃料主路节流元件，位于燃料主路节流元件与推力室组件之间的燃烧剂主阀，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的氧化剂主路节流元件，位于氧化剂主路节流元件与推力室组件之间的氧化剂主阀，以及集成在发生器组件的工况调节作动器；/n所述涡轮泵组件包括氧化剂泵、燃料泵、涡轮，所述氧化剂泵与发生器组件之间依次连接有氧化剂副路节流元件、氧化剂副阀；所述燃料泵与发生器组件之间依次连接有燃料副路节流元件、燃料副阀；所述涡轮与发生器组件连接。/n

【技术特征摘要】
1.一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，其特征在于，包括涡轮泵组件，与涡轮泵组件连接的发生器组件，与涡轮泵组件连接的推力室组件，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的燃料主路节流元件，位于燃料主路节流元件与推力室组件之间的燃烧剂主阀，用于连接涡轮泵组件与推力室组件的氧化剂主路节流元件，位于氧化剂主路节流元件与推力室组件之间的氧化剂主阀，以及集成在发生器组件的工况调节作动器；
所述涡轮泵组件包括氧化剂泵、燃料泵、涡轮，所述氧化剂泵与发生器组件之间依次连接有氧化剂副路节流元件、氧化剂副阀；所述燃料泵与发生器组件之间依次连接有燃料副路节流元件、燃料副阀；所述涡轮与发生器组件连接。


2.根据权利要求1所述的一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，其特征在于，所述发生器组件为可变截面针栓式喷注器。


3.根据权利要求1所述的一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，其特征在于，所述工况调节作动器为电机或液压式作动器。


4.根据权利要求1所述的一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，其特征在于，所述氧化剂泵设有氧化剂入口；
所述燃料泵设置有燃料入口。


5.根据权利要求1所述的一种开式循环变推力液体火箭发动机系统，其特征在于，所述推力室组件设有氧化剂入口与燃料入口，所述氧化剂主阀安装在推力室组件的氧化剂路入口，所述燃烧剂主阀安装在推力...

【专利技术属性】
技术研发人员：不公告发明人，
申请(专利权)人：西安未来空天引擎科技有限公司，
类型：新型
国别省市：陕西;61