专利名称：实现高速响应性的火箭发动机系统的制作方法
技术领域：
本发明涉及一种实现高速响应性的涡轮泵以及火箭发动机系统。本申请主张2009年9月8日在日本提出的特愿2009-207480号的优先权，并在此引用其内容。
背景技术：
近年来，作为搭载于火箭等的航空太空用飞行器的液体燃料发动机，使用下述火箭发动机成为主流，即利用涡轮泵将推进剂(例如作为燃料的液氢以及作为氧化剂的液氧)压送到燃烧器从而能够得到很大推进力的涡轮泵式火箭发动机。例如，在下述专利文件I中，作为涡轮泵式火箭发动机的一方式而公开有下述膨胀循环发动机，其将从燃料涡轮泵被压送来的液氢用于燃烧器的再生冷却而令其气化，将该气体氢在用于燃料涡轮泵以及氧化剂涡轮泵的驱动后导入燃烧器，并且从氧化剂涡轮泵直接向燃烧器压送液氧。这样的涡轮泵式火箭发动机作为垂直发射着陆机用的火箭发动机而受到关注。这种垂直发射着陆机以在例如图8A所示的曲线下进行飞行为前提而进行设计。即是如图8A所示的下述曲线具有Phl :垂直上升、Ph2 :倾斜移动(pitch maneuver )、Ph3 :主发动机停车(Main Engine Cut-off )、Ph4 :高射程(空中停悬)、Ph5 :重返大气层/提升力飞行、Ph6 :入场引导、Ph7 :发动机再点火、Ph8 :着陆引导、Ph9 :垂直着陆。另外，在Ph4中，除了高射程(空中停悬)外，有时还进行例如弹道飞行、绕圈飞行。因此，与通常的一次性类型的火箭不同，对于搭载于垂直发射着陆机的火箭发动机而言，出于着陆时针对横向风的控制性、对应于与发射时相比在着陆时变为一半以下的机体重量的推力节流等方面的考虑，火箭发动机的动作中特别在图8A的Phf 2和Ph7、的范围中，特别地在着陆时的Ph7、的范围中要求高速响应性(相应频率IHz以上)以及高射程推力可变能力。以往的火箭发动机以到太空的单程运送用为前提而设计，一般而言为了将重力损失降低到最小限度而在发射时以最大推力进行运转，然后，由于机体加速度及空气动力载荷等的制约，准静态地仅仅稍微减少推力。即，以往的火箭发动机中，以基本定常状态下的特性作为评价对象而进行设计，一般而言不考虑推力响应性。这对于涡轮泵式火箭发动机也不例外。图SB表示以往的涡轮泵式火箭发动机的燃烧试验结果。图SB的横轴为时间(sec)，纵轴为燃烧压力Pc (kg/cm2)、燃料涡轮泵的转速Nf (rpm)以及氧化剂涡轮泵的转速No (rpm)o如该图8B所示，可知与发动机推力对应的燃烧压力Pc从大约30 (kg/cm2)下降直到大约20 (kg/cm2)，即直到变化为66%的推力，大约需要5秒的时间。该5秒的相应时间如果换算为响应频率则为0. 2Hz，不可能满足上述的垂直发射着陆机的火箭发动机所要求的高速响应性，着陆时的微细的移动变得困难。另外，从图8B可知，各涡轮泵的转速Nf以及No都与推力变化(燃烧压力Pc的变化)连动而发生变化。专利文件I :日本特开平11-229963号公报。如上所述，以往的涡轮泵式火箭发动机无法满足垂直发射着陆机的火箭发动机所要求的高速响应性，难以直接应用于发 射着陆运送。在此，如图8B所示那样，从与当下的推力对应的转速到变化为新的转速所需要的时间变为推力的响应迟缓而体现出来，所以考虑涡轮泵旋转轴的惯性力矩是令以往的涡轮泵式火箭发动机的响应性恶化的要因。因而，为了改善涡轮泵式火箭发动机的响应性，能够很容易地想象到只要减小涡轮泵的惯性力矩即可。为了减小无论泵的惯性力矩，需要减小旋转部的直径、或者使用轻量的结构材料。详细的计算方式不做详细说明，如果假定涡轮泵的惯性力矩的一大半依存于泵叶轮及涡轮盘的圆盘部，则在材料密度一定的条件下，通过令这些圆盘部的直径为当前值的大约一半能够令惯性力矩变为1/10 (即实现大约10倍的响应性提高)。但是，左右涡轮泵的性能的要因在于圆盘部的周边速度(周速)，所以为了维持相同的性能，与圆盘部的直径的减小对应，需要提高转速。特别地，对于搭载于垂直发射着陆机等的航空太空用飞行器的火箭发动机中使用的涡轮泵，在轴承及密封件所允许的机械性转速的上限附近运转，所以以当前的成倍以上的转速运转并不容易。此外，转速的上升在减少惯性力矩的效果之外会导致离心力的增大，所以为了维持耐久性而需要改变圆盘部的材料、或者加厚厚度，结果导致重量增加，难以像计算的那样减小惯性力矩。
发明内容
本发明是鉴于上述情况而提出的，其目的在于提供一种涡轮泵以及火箭发动机，能够不依存于旋转轴的惯性力矩而实现高速响应。为了解决上述课题，本发明的涡轮泵为在旋转轴的一端结合泵叶轮，在旋转轴的另一端结合涡轮的涡轮泵，其设计为，令基于不依存于泵流量而上述旋转轴的转速保持为一定的条件式而得到的涡轮效率曲线与实机的涡轮效率曲线的等价区域为运转区域。此外，在上述涡轮泵中，上述条件式由包括涡轮效率nt、泵效率np、扬程系数￥、泵流量Q、转速Ne、涡轮焓差AH以及涡轮入口燃料密度P的下述(4)式表示。
权利要求
1.一种涡轮泵，在旋转轴的一端结合泵叶轮，在旋转轴的另一端结合涡轮， 设计为，令基于不依存于泵流量而上述旋转轴的转速保持为一定的条件式而得到的涡轮效率曲线与实机的涡轮效率曲线的等价区域为运转区域。
2.根据权利要求I所述的涡轮泵，其特征在于， 上述条件式由包括涡轮效率nt、泵效率np、扬程系数V、泵流量Q、转速Ne、涡轮焓差A H以及涡轮入口燃料密度P的下述(4)式表示
3.一种火箭发动机，是具有燃料涡轮泵和氧化剂涡轮泵的火箭发动机， 包含上述燃料涡轮泵的系统整体设计为，至少对于上述燃料涡轮泵，令基于不依存于泵流量而旋转轴的转速保持为一定的条件式而得到的涡轮效率曲线与实机的涡轮效率曲线的等价区域为运转区域。
4.根据权利要求3所述的火箭发动机，其特征在于， 上述条件式由包括涡轮效率nt、泵效率np、扬程系数V、泵流量Q、转速Ne、涡轮焓差AH以及涡轮入口燃料密度P的上述(4)式表示。
5.根据权利要求3或4所述的火箭发动机，其特征在于， 从上述燃料涡轮泵送出的燃料经由设置于上述燃料涡轮泵的下游侧的燃料侧推力控制阀而流入设置于燃烧器的再生冷却热交换器而被气化，然后变为气体燃料而用于上述燃料涡轮泵以及上述氧化剂涡轮泵的涡轮驱动，然后被供给到上述燃烧器， 从上述氧化剂涡轮泵送出的氧化剂经由设置于上述氧化剂涡轮泵的下游侧的氧化剂侧推力控制阀而供给到上述燃烧器。
全文摘要
一种涡轮泵，在旋转轴的一端结合泵叶轮，在旋转轴的另一端结合涡轮，设计为，令基于不依存于泵流量而上述旋转轴的转速保持为一定的条件式而得到的涡轮效率曲线与实机的涡轮效率曲线的等价区域为运转区域。
文档编号F01D15/08GK102648343SQ20108003948
公开日2012年8月22日 申请日期2010年9月3日 优先权日2009年9月8日
发明者八木下刚, 山本高行, 德留真一郎, 成尾芳博, 森初男, 稻谷芳文 申请人:株式会社Ihi, 独立行政法人宇宙航空研究开发机构