本发明属于火箭发动机技术领域，尤其涉及一种新型氢氧火箭发动机系统。
背景技术：
航天技术的成就给人类带来极大的利益，一次性运载火箭仍是目前人类进入空间的最主要运输手段，但高昂的发射费用阻碍了人类太空活动的快速发展，降低发射费用、降低进入太空的费用一直是人类的期望。可重复使用天地往返运载器是降低航天运输成本的有效手段，是未来航天发展的必然趋势。
利用现有成熟的运载火箭技术，研制一子级可重复使用的垂直起飞垂直降落部分重复使用天地往返运输系统，采用“可重复使用一子级+上面级”的构型是一种目前技术水平下较易实现的可重复使用方案。对这种方案的技术研究与验证是近期降低航天发射成本的有效途径，同时又可以为实现天地往返运输系统的完全可重复使用奠定基础。
要实现太阳同步轨道运载能力的运载火箭一子级重复使用，需要具有高比冲、多次起动、可重复使用、大范围变推力、长寿命、高可靠、高推重比和使用维护方便等技术特点的发动机。目前主要应用的液体火箭发动机循环系统中较难兼顾以上所有方面，燃气发生器循环与补燃循环方案较难实现大范围变推力，同时发动机推重比不足，可靠性还有进一步提升的空间。膨胀循环方案则难以达到较高的燃烧室压力以及发动机推力。
技术实现要素：
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种新型氢氧火箭发动机系统，简化了发动机系统方案，提高了涡轮压比和涡轮进口温度，有利于发动机总体性能提升，并且有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种新型氢氧火箭发动机系统，包括：氢涡轮泵、氧涡轮泵、补氧燃烧器、补氧阀、氧主阀、氧涡轮抽气阀、氢主阀、推力室和氢涡轮抽气阀；其中，所述氢涡轮泵通过所述氢主阀与所述推力室管道连接；所述氢涡轮泵通过所述氢涡轮抽气阀与所述推力室的头部管道连接；所述氧涡轮泵通过所述氧主阀与所述推力室的头部管道连接；所述氧涡轮泵通过所述补氧阀与所述补氧燃烧器的一侧管道连接；所述补氧燃烧器的一端与所述氧涡轮泵管道连接，所述补氧燃烧器的另一端通过所述氧涡轮抽气阀与所述推力室的头部管道连接。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，所述推力室包括冷却夹套和内室；其中，所述内室的外部设置有所述冷却夹套。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，还包括：分流管道和氢分流阀；其中，所述分流管道的一端与所述冷却夹套的顶部相连接，所述分流管道的另一端与所述冷却夹套的底部相连接；所述氢分流阀设置于所述分流管道。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，所述氢涡轮泵包括氢泵、第一连杆轴和氢涡轮；其中，所述氢泵通过所述第一连杆轴和所述氢涡轮相连接；所述氢泵通过所述氢主阀与所述推力室管道连接。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，所述氧涡轮泵包括氧泵、第二连杆轴和氧涡轮；其中，所述氧泵通过所述第二连杆轴和所述氧涡轮相连接；所述氧泵通过所述氧主阀与所述推力室的头部管道连接；所述氧泵通过所述补氧阀与所述补氧燃烧器的一侧管道连接；所述补氧燃烧器的一端与所述氧涡轮管道连接。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，还包括：氢涡轮喷管；其中，所述氢涡轮喷管与所述氢涡轮管道连接。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，还包括：氧涡轮喷管；其中，所述氧涡轮喷管与所述氧涡轮管道连接。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，所述氢涡轮泵通过第一管道与所述推力室相连接；所述氢主阀设置于所述第一管道。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，所述氢涡轮泵通过第二管道与所述推力室的头部相连接；所述氢涡轮抽气阀设置于所述第二管道。
上述新型氢氧火箭发动机系统中，还包括：第三管道、第四管道、第五管道、第六管道和第七管道；其中，所述氧涡轮泵依次通过第三管道和第四管道与所述推力室的头部相连接，所述氧主阀设置于所述第四管道；所述氧涡轮泵依次通过第三管道和第五管道与所述补氧燃烧器的一侧相连接，所述补氧阀设置于所述第五管道；所述补氧燃烧器的一端通过第六管道与所述氧涡轮泵相连接；所述补氧燃烧器的另一端通过第七管道与所述推力室的头部相连接，所述氧涡轮抽气阀设置于所述第七管道。
本发明与现有技术相比具有如下有益效果：
(1)相比于氢氧燃气发生器循环系统，发动机比冲性能相当，真空比冲达到430s左右，不需要燃气发生器副系统，并且燃烧组织为气液燃烧，更易实现5：1以上大范围变推力。相比于膨胀循环系统，提高了涡轮压比和涡轮进口温度，降低了氢涡轮泵扬程，避免超高转速氢涡轮泵，有效提高室压，一般膨胀循环室压不能超过5mpa，而本发明发动机室压可达10mpa以上。相比于补燃循环系统，发动机的技术难度大大降低，避免了高扬程多级泵，低压比涡轮以及最高压力达到30mpa的大流量预燃室，发动机本身重量可降低15％以上；
(2)本发明设置补氧燃烧器，使氧涡轮工作在富氧状态，有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，发动机整机可靠性提高至99％以上，同时由于无需采用氦气隔离密封有效降低发动机氦气消耗量30％以上。
附图说明
通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：
图1是本发明实施例提供的新型氢氧火箭发动机系统的结构示意图。
具体实施方式
下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。
图1是本发明实施例提供的新型氢氧火箭发动机系统的结构示意图。如图1所示，该新型氢氧火箭发动机系统包括氢涡轮泵1、氧涡轮泵2、补氧燃烧器3、补氧阀4、氧主阀5、氧涡轮抽气阀6、氢主阀8、推力室9和氢涡轮抽气阀10。其中，
氢涡轮泵1通过氢主阀8与推力室9管道连接；氢涡轮泵1通过氢涡轮抽气阀10与推力室9的头部管道连接；氧涡轮泵2通过氧主阀5与推力室9的头部管道连接；氧涡轮泵2通过补氧阀4与补氧燃烧器3的一侧管道连接；补氧燃烧器3的一端与氧涡轮泵2管道连接，补氧燃烧器3的另一端通过氧涡轮抽气阀6与推力室9的头部管道连接。
如图1所示，该推力室9包括冷却夹套91和内室92；其中，内室92的外部设置有冷却夹套91。
如图1所示，该新型氢氧火箭发动机系统还包括：分流管道110和氢分流阀7。其中，分流管道110的一端与冷却夹套91的顶部相连接，分流管道110的另一端与冷却夹套91的底部相连接；氢分流阀7设置于分流管道110。
如图1所示，氢涡轮泵1包括氢泵11、第一连杆轴12和氢涡轮13。其中，氢泵11通过第一连杆轴12和氢涡轮13相连接；氢泵11通过氢主阀8与推力室9管道连接。
如图1所示，氧涡轮泵2包括氧泵21、第二连杆轴22和氧涡轮23。其中，氧泵21通过第二连杆轴22和氧涡轮23相连接；氧泵21通过氧主阀5与推力室9的头部管道连接；氧泵21通过补氧阀4与补氧燃烧器3的一侧管道连接；补氧燃烧器3的一端与氧涡轮23管道连接。
如图1所示，该新型氢氧火箭发动机系统还包括：氢涡轮喷管14；其中，氢涡轮喷管14与氢涡轮13管道连接。
如图1所示，该新型氢氧火箭发动机系统还包括：氧涡轮喷管24；其中，氧涡轮喷管24与氧涡轮23管道连接。
如图1所示，氢涡轮泵1通过第一管道120与推力室9相连接；氢主阀8设置于第一管道120。氢涡轮泵1通过第二管道130与推力室9的头部相连接；氢涡轮抽气阀10设置于第二管道130。氧涡轮泵2依次通过第三管道140和第四管道150与推力室9的头部相连接，氧主阀5设置于第四管道150；氧涡轮泵2依次通过第三管道140和第五管道160与补氧燃烧器3的一侧相连接，补氧阀4设置于第五管道160；补氧燃烧器3的一端通过第六管道170与氧涡轮泵2相连接；补氧燃烧器3的另一端通过第七管道180与推力室9的头部相连接，氧涡轮抽气阀6设置于第七管道180。
如图1所示，工作时，液氢通过氢泵11增压后通过第一管道120进入到推力室9的冷却夹套91内(此时氢主阀8为打开状态)，冷却夹套91的氢气对内室92进行冷却后从推力室9的头部进入到内室92中。液氧经氧泵21增压后进入到第三管道140，然后分成两路，一路进入到第四管道150，另一路进入到第五管道160，进入到第四管道150的液氧在氧主阀5打开的状态下进入到内室92，进入到第五管道160的液氧在补氧阀4打开的状态下进入补氧燃烧器3。
通过氢涡轮抽气阀10将富氢燃气抽入到第二管道130，然后进入到氢涡轮13，富氢燃气驱动氢涡轮13，剩余的富氢燃气通过管道进入氢涡轮喷管14收集后进行循环利用。
通过氧涡轮抽气阀6将富氢燃气抽入到第七管道180，然后进入到补氧燃烧器3，通过第五管道160进入到补氧燃烧器3的液氧与富氢燃气进行富氧燃烧产生富氧燃气，富氧燃气通过第六管道170进入到氧涡轮23，富氧燃气驱动氧涡轮23，剩余的富氧燃气通过管道进入氧涡轮喷管24收集后进行循环利用。
相比于氢氧燃气发生器循环系统，发动机比冲性能相当，真空比冲达到430s左右，不需要燃气发生器副系统，并且燃烧组织为气液燃烧，更易实现5：1以上大范围变推力。相比于膨胀循环系统，提高了涡轮压比和涡轮进口温度，降低了氢涡轮泵扬程，避免超高转速氢涡轮泵，有效提高室压，一般膨胀循环室压不能超过5mpa，而本实施例发动机室压可达10mpa以上。相比于补燃循环系统，发动机的技术难度大大降低，避免了高扬程多级泵，低压比涡轮以及最高压力达到30mpa的大流量预燃室，发动机本身重量可降低15％以上；
本实施例设置补氧燃烧器，使氧涡轮工作在富氧状态，有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，发动机整机可靠性提高至99％以上，同时由于无需采用氦气隔离密封有效降低发动机氦气消耗量30％以上。
本实施例的发动机供应系统循环方式采取直接从主燃烧室内引出燃气作为涡轮工质。与燃气发生器循环相比，不需要副系统，消除了燃气发生器点火器，简化了发动机系统方案和起动点火时序。与膨胀循环比较，主燃烧室燃气压力高，提高了涡轮压比和涡轮进口温度，有利于发动机总体性能提升；同时，抽气循环降低了氢涡轮泵扬程，避免研制超高转速氢涡轮泵，还可以有效提高发动机室压，从而提高氢氧发动机作为火箭助推级的比冲性能。氧涡轮进口设置补氧富氧燃烧器，使氧涡轮工作在富氧状态，有效简化氧涡轮泵密封设计复杂性，提高工作可靠性，同时降低氦气消耗量。
以上所述的实施例只是本发明较优选的具体实施方式，本领域的技术人员在本发明技术方案范围内进行的通常变化和替换都应包含在本发明的保护范围内。