一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统技术方案

本发明专利技术公开了一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，包括液氧储箱、液氢储箱、液氧管道、液氢管道、高温来流空气管道、氦气管道和火箭推力室。液氢储箱与火箭推力室之间形成为火箭腹部；液氢管道位于火箭腹部，且呈直线型布设；高温来流空气管道和氦气管道并行式缠绕在液氢管道的外侧，且氦气管道位于两管道之间；空气进气口的侧壁安装长度能伸缩的伸缩臂；当伸缩臂长度伸长时，空气进气口从火箭腹部推出，实现吸气工作模式；当伸缩臂长度缩短时，空气进气口收纳在火箭腹部中，实现纯火箭工作模式。本发明专利技术能够利用大气层中的氧气，且优化了传统液体火箭发动机内部管路布局，使其拥有高比冲、大推重比，从而降低发射成本。从而降低发射成本。从而降低发射成本。

【技术实现步骤摘要】
一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统


[0001]本专利技术涉及航天动力领域，特别是一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统。

技术介绍

[0002]在各类航天动力装置中，液体火箭发动机因其比冲大、易控制等特点而应用广泛。氢氧火箭发动机是一种以液态氧为氧化剂、以液态氢为燃烧剂的液体火箭发动机，液氢液氧是液体推进剂中唯一一种比冲超过400s的组合，由于其具有比冲高的优点，能大幅降低火箭起飞重量，被广泛用于运载火箭。但是我国氢氧火箭发动机起步较晚，与国外相比在推力和比冲方面水平都较低，如何提高氢氧火箭发动机性能是我国航天动力领域的研究重点。
[0003]传统的液体火箭发动机按其推进剂供应方式，可分为泵压式和挤压式两种，然而这两种方式在结构上都存在一些问题：以泵压式为例，大量阀门、泵等原件的使用需要电源带动，给火箭的电源分系统造成负担，有限的电源能力不足以带动推进剂供应，还需要燃气发生器、燃料启动油箱等“小发动机”来实现推进剂的供应，造成了泵压式液体火箭发动机结构复杂、易出现故障。挤压式液体火箭发动机虽然结构简单，但需要自身携带高压气瓶等元器件，造成结构质量庞大，一般适用于小推力、低总冲需求的推进系统，或用于卫星的轨姿控发动机。对于氢氧发动机同样存在这些推进剂供应系统问题。
[0004]因此，如何设计出一种更优化的氢氧火箭发动机推进剂输运系统成为一个非常有潜力的研究方向。

技术实现思路

[0005]本专利技术要解决的技术问题是针对上述现有技术的不足，而提供一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，该协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统能够利用大气层中的氧气，且优化了传统液体火箭发动机内部管路布局，使其拥有高比冲、大推重比，从而降低发射成本。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术采用的技术方案是：一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，包括液氧储箱、液氢储箱、液氧管道、液氢管道、高温来流空气管道、氦气管道和火箭推力室。
[0007]液氧储箱和液氢储箱设置在火箭推力室的头部外侧，且液氢储箱与火箭推力室之间形成为火箭腹部。
[0008]液氧管道的进液端穿过液氢储箱后，与液氧储箱相连通；液氧管道的出液端与火箭推力室相连通。
[0009]液氢管道位于火箭腹部，且呈直线型布设，用于将液氢储箱内的液氢传输并喷注至火箭推力室中。
[0010]高温来流空气管道和氦气管道并行式缠绕在液氢管道的外侧，且氦气管道位于高
温来流空气管道和液氢管道之间；高温来流空气管道为柔性管，高温来流空气管道的进气端设置有空气进气口，高温来流空气管道的出气端连接空气压缩机，空气压缩机的出气口连接火箭推力室。
[0011]空气进气口的侧壁安装有伸缩臂，伸缩臂的另一端位置固定，且伸缩臂的长度能够伸缩；当伸缩臂长度伸长时，空气进气口从火箭腹部推出，能够吸收大气层中的空气；当伸缩臂长度缩短时，空气进气口收纳在火箭腹部中，阻隔大气层中的空气进入高温来流空气管道。
[0012]液氧储箱、液氢储箱和火箭推力室位于同一轴线上，且液氢储箱位于液氧储箱和火箭推力室之间。
[0013]液氧管道的出液端呈螺旋式缠绕在火箭推力室的筒体侧壁上，并将液氧从火箭推力室的筒体侧壁尾端喷注至火箭推力室中。
[0014]空气进气口中内置有预冷器。
[0015]空气进气口为锥形喇叭口，锥形喇叭口的锥形母线与中心线之间的夹角为20
°
。
[0016]当火箭的飞行速度为0-5个马赫数时，伸缩臂长度伸长，空气进气口从火箭腹部推出，吸收大气层中的空气；接着，通过调整伸缩臂的姿态，进而控制空气进气口的迎风姿态，避免超声速气流发生溢流增大阻力。
[0017]空气压缩机为压缩比大于100:1的空气涡轮压缩机，为火箭推力室供应压缩空气。
[0018]氦气管道为氦气循环管道，氦气循环管道中布设有氦气泵。
[0019]还包括液氧分管道、蒸发器、氧气回流管道和氧气排废管道；液氧分管道的一端连接在液氧管道的中部，另一端连接在蒸发器的进液口；蒸发器的蒸汽出口连接氧气回流管道，氧气回流管道的另一端与液氧储箱相连通；氧气排废管道连接在蒸发器的废气出口处。
[0020]火箭推力室的尾端同轴安装有拉瓦尔喷管。
[0021]本专利技术具有如下有益效果：1、与传统的液体火箭发动机相比，本专利技术在拥有相同的飞行马赫数情况下，拥有更高比冲、更大推重比和更简单的内部结构。整个推进剂输运系统用电功率较小，能源利用率高。通过吸气工作模式可大幅节省自带氧化剂需求量，从而大大降低发射成本。
[0022]2、与已有吸气式发动机燃料供应系统相比，本专利技术无需对现有液体火箭发动机内部进行颠覆性改变，充分利用原系统结构，充分利用不同液体、气体之间的温度差进行预冷与预热。
[0023]3、本专利技术无需增加过多的阀门，能很好地适用于航天推进装置。
[0024]4、本专利技术中的液氢管道呈直线型，也即直管，氦气管道与高温来流空气管道共同围绕液氢管道缠绕，两者相互平行，且氦气管道位于高温来流空气管道和液氢管道之间。本专利技术利用液氢温度极低的特点对经预冷器预冷后的高温空气再次进行冷却，同时也可对液氢进行预加热。但由于液氢和高温空气两者温差过大，采用氦气进行中和缓冲，从而能够避免氢脆效应。
[0025]5、液氧管道的出液端呈螺旋式缠绕在火箭推力室的筒体侧壁上，在为火箭推力室降温的同时，也能为液氧进行预加热。
[0026]6、空气进气口以及伸缩臂的设置，通过伸缩臂的伸缩，切换吸气模式与运载火箭模式。另外，还能通过调整伸缩臂的姿态，进而控制空气进气口的迎风姿态，避免超声速气
流发生溢流增大阻力。
附图说明
[0027]图1显示了本专利技术一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统的结构示意图。
[0028]图2显示了液氢管道、氦气管道与高温来流空气管道的缠绕方式示意图。
[0029]图3显示了液氧管道在火箭推力室上的缠绕方式布设示意图。
[0030]其中有：10.液氧储箱；11.液氧管道；12.液氧分管道；13.蒸发器；14.氧气回流管道；15.氧气排废管道；20.液氢储箱；21.液氢管道；30.高温来流空气管道；31.空气进气口；32.伸缩臂；33.空气压缩机；40.氦气管道；50.火箭推力室；60.拉瓦尔喷管。
具体实施方式
[0031]下面结合附图和具体较佳实施方式对本专利技术作进一步详细的说明。
[0032]本专利技术的描述中，需要理解的是，术语“左侧”、“右侧”、“上部”、“下部”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专利技术和简化描述，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，“第一”、“第二”等并不表示零部件的重要程度，因此不能理解为对本专利技术的限制。本实施例中采用的具体尺寸只是为了举例说明技术方案，并不限制本专利技术的保护范围。
[0033]本专利技术仅针对本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于：包括液氧储箱、液氢储箱、液氧管道、液氢管道、高温来流空气管道、氦气管道和火箭推力室；液氧储箱和液氢储箱设置在火箭推力室的头部外侧，且液氢储箱与火箭推力室之间形成为火箭腹部；液氧管道的进液端穿过液氢储箱后，与液氧储箱相连通；液氧管道的出液端与火箭推力室相连通；液氢管道位于火箭腹部，且呈直线型布设，用于将液氢储箱内的液氢传输并喷注至火箭推力室中；高温来流空气管道和氦气管道并行式缠绕在液氢管道的外侧，且氦气管道位于高温来流空气管道和液氢管道之间；高温来流空气管道为柔性管，高温来流空气管道的进气端设置有空气进气口，高温来流空气管道的出气端连接空气压缩机，空气压缩机的出气口连接火箭推力室；空气进气口的侧壁安装有伸缩臂，伸缩臂的另一端位置固定，且伸缩臂的长度能够伸缩；当伸缩臂长度伸长时，空气进气口从火箭腹部推出，能够吸收大气层中的空气；当伸缩臂长度缩短时，空气进气口收纳在火箭腹部中，阻隔大气层中的空气进入高温来流空气管道。2.根据权利要求1所述的协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于：液氧储箱、液氢储箱和火箭推力室位于同一轴线上，且液氢储箱位于液氧储箱和火箭推力室之间。3.根据权利要求1所述的协同吸气式液体火箭发动机推进剂供应系统，其特征在于：液氧管道的出液端呈螺旋式缠绕在火箭推力室的筒体侧壁上，并将液氧从火箭推力室的筒体侧壁尾端喷注至火箭推力室中。4.根据权利要求1所述...

【专利技术属性】
技术研发人员：周思引，朱浩然，陈飞宇，邓志刚，白莹，聂万胜，
申请(专利权)人：中国人民解放军战略支援部队航天工程大学，
类型：发明
国别省市：