一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统及推力深度调节方法与流程

本发明涉及一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统及推力深度调节方法，特别是一种用于载人登月着陆器下降级的主动力(液体火箭发动机)及可重复使用火箭主动力上，为着陆器和火箭软着陆提供动力的补燃循环发动机推力深度调节方法。

背景技术

对于未来大型星际着陆飞行器和重复使用运载器需求，为提高运输效率和星球表面可达区域范围，采用高比冲的低温推进系统具有较大的优势，如液氧煤油、液氧甲烷和液氧液氢等低温推进系统。大型星际着陆飞行器和重复使用运载器需要泵压式发动机以提高运载效率，同时需要发动机变推力范围达到5:1以上甚至10:1，目前的国内的补燃循环液体火箭发动机推力最大调节范围为1.5:1。

随着可重复使用技术的发展，对大范围变推力高性能发动机的需求越来越迫切，液氧煤油和液氧甲烷发动机是未来重复使用运载器着陆技术的关键，大范围变推力则是重复使用发动机急需突破的技术关键。

可见，无论大型星际着陆飞行(如载人登月)等星际探测工程还是重复使用运载器地面着陆回收，均对发动机提出了推力深度调节要求，而目前国内外在大推力泵压式发动机推力深度调节方面尚处于空白。因此，泵压式发动机推力深度调节技术将是决定未来航天技术发展的决定性技术。

但是目前补燃循环发动机所采取的推力调节方案复杂，推力深度调节难度大，燃烧组件在低于3:1工况下工作时，需要采取特殊措施保证喷注压降，组件低工况适应性差。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：填补泵压式发动机技术空白，提供一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统及推力深度调节方法，实现泵压式发动机推力深度调节，从而实现大范围变推力重复使用发动机的技术。

本发明的技术解决方案是：一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统，包括：推力室(10)、主涡轮泵、燃气发生器(12)、燃料供给管路、氧化剂供给管路和推力室富氧燃气管路；

主涡轮泵，包括：主涡轮(13)、氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)；

推力室燃料主路上设有推力室燃料主阀(5)；氧化剂供给管路上设有氧阀(6)；燃气发生器燃料管路上设有发生器燃料阀(7)；

燃料从燃料一级泵(8)的入口进入，依次经过燃料一级泵(8)增压后经过燃料二级泵(9)进一步增压，通过燃料供给管路(中的燃气发生器燃料路)，能够通过发生器燃料阀(7)控制送入燃气发生器(12)；氧化剂经氧化剂供给管路进入经氧化剂泵(11)的入口，经过氧化剂泵(11)增压后，通过氧阀(6)控制进入燃气发生器(12)；

燃料与氧化剂在燃气发生器(12)内充分燃烧后，产生的富氧燃气驱动主涡轮(13)工作带动氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)旋转工作，富氧燃气通过主涡轮(13)后通过推力室富氧燃气管路进入推力室(10)进行再次补燃燃烧，经喷管高速喷出产生推力。

调低推力时，调节或关闭推力室燃料主阀(5)，改变燃气温度和比冲，实现大幅推力调节。

还包括：推力室燃气供应分流支路、燃料节流阀(2)；推力室燃气供应分流支路，包括：燃气分流阀(1)，推力室燃气供应分流支路一端与所述燃气发生器通道连通，另一端与所述推力室燃气供应管路连通；燃料节流阀(2)设置在所述推力室燃料主路上。

燃料供给管路，包括：推力室燃料主路、燃料二级泵入口供应管路(燃料一级泵(8)出口到燃料二级泵(9)的入口)、燃气发生器燃料路

燃料一级泵(8)出口处并联设置有推力室燃料主路和燃料二级泵入口供应管路，燃料二级泵入口供应管路后连接燃气发生器燃料路；

其中，推力室燃料主路从燃料一级泵(8)的出口进到推力室(10)的燃料入口，经过推力室的冷却通道后，通过推力室燃料主阀(5)，连接到推力室的喷注器的入口；

燃料二级泵入口供应管路，从燃料一级泵(8)出口开始到燃料二级泵(9)的入口；

燃气发生器燃料管路，从燃料二级泵(9)的出口开始，通过燃料二级泵(9)，到发生器燃料阀(7)的进口。

所述燃气发生器(12)出口设置有主涡轮(13)。

氧化剂供给管路，从氧化剂泵(11)的入口开始经过经氧化剂泵(11)和氧阀(6)后与燃气发生器(12)的氧化剂进口连通。

燃气发生器通道，从燃气发生器(12)的出口开始到主涡轮(13)的进口；

推力室富氧燃气管路，从主涡轮(13)的出口开始至述推力室燃气入口。

本发明一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机推力深度调节方法，步骤如下：

(1)燃料从燃料一级泵(8)的入口进入，经过燃料一级泵(8)增压后经过燃料二级泵(9)进一步增压，进入发生器燃料阀(7)的入口，此时发生器燃料阀(7)关闭的；

(2)氧化剂进入经氧化剂泵(11)的入口，经过氧化剂泵(11)增压后进入到氧阀(6)的入口，此时氧阀(6)是关闭的；

(3)补燃循环发动机工作时，打开氧阀(6)和发生器燃料阀(7)，燃料经过发生器燃料阀(7)进入燃气发生器(12)的燃料入口，氧化剂经过氧阀(6)进入燃气发生器(12)的氧化剂入口；

(4)燃料与氧化剂充分燃烧后，产生的富氧燃气驱动主涡轮(13)工作带动氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)旋转工作，富氧燃气通过主涡轮(13)后进入推力室(10)进行再次补燃燃烧，经喷管高速喷出，产生推力，调低推力时，调节或关闭推力室燃料主阀(5)，改变燃气温度和比冲，实现大幅推力降低；

还包括：步骤(5)调低推力后，需要调高推力时，打开或调解推力室燃料主阀(5)，改变燃气温度和比冲，实现大幅推力提升。

推力室燃料主阀(5)用于调节进入推力室(10)燃料流量；燃料节流阀(2)设置在所述推力室燃料主路上，能够调节进入推力室(10)燃料流量。

氧化剂为液氧。

燃料为煤油或甲烷。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法，采用富氧燃气推进实现低推力，省去了设置于燃气发生器燃料路需要严格保证压降的流量调节器及设置于发生器液氧供应路的低温流量调节装置，无需燃烧装置采取特殊措施保障有效喷注，其结构简单，适应工况范围宽，可大幅提高发动机推力调节能力；

(2)本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法，可实现发动机推力在10％甚至在5％额定工况工作，实现了液体火箭发动机变推力技术的重大突破。

(3)本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法，仅需对推力室燃料主阀仅需调节或关闭，即可实现大范围变推力；

(4)本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法，降低了发动机对燃气发生器变工况范围要求，大大提高了变推力系统稳定性；

(5)本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法，对推力室无深度调节工况要求，大大降低了推力室设计难度；

(6)本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法简单可靠，应用于推进系统上具有控制系统简单、易可靠操作等优点。

附图说明：

图1为本发明补燃循环发动机推力深度调节的原理图。

图2为本发明补燃循环发动机推力深度调节的优选结构原理图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明进行详细说明。

本发明一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机推力深度调节方法，所述补燃循环发动机工作时，经过燃气发生器燃料路进入燃气发生器的燃料和经过氧化剂供给路进入燃气发生器的氧化剂燃烧，产生的富氧燃气驱动主涡轮工作带动主涡轮旋转工作，经过推力室燃气供应路进入推力室，产生推力；发动机停留在富氧燃气单独推进状态下保持低推力工况，需要进入主级工况工作时，打开推力室燃料主阀，燃料进入推力室补燃，实现转入额定推力工作。本发明的补燃循环发动机推力深度调节方法系统简单，对燃烧装置无特殊要求，可实现发动机推力深度调节。

对于大型星际着陆飞行器和重复使用运载器在星际表面或地面软着陆时，均需要主动力发动机具备推力深度调节功能，在降落过程中进行制动减少，同时在接近星际表面或地面时，可采用本方法，调节或关闭推力室燃料主阀，采用富氧燃气推进，将发动机推力调至最小，以实现飞行器和重复使用运载器的平稳着陆。

本发明的一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统，包括：推力室(10)、主涡轮泵、燃气发生器(12)、燃料供给管路、氧化剂供给管路和推力室富氧燃气管路；

主涡轮泵，包括：主涡轮(13)、氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)；氧化剂为液氧，燃料为煤油或甲烷。

推力室燃料主路上设有推力室燃料主阀(5)；氧化剂供给管路上设有氧阀(6)；燃气发生器燃料管路上设有发生器燃料阀(7)；

燃料从燃料一级泵(8)的入口进入，依次经过燃料一级泵(8)增压后经过燃料二级泵(9)进一步增压，通过燃料供给管路(中的燃气发生器燃料路)，能够通过发生器燃料阀(7)控制送入燃气发生器(12)；氧化剂经氧化剂供给管路进入经氧化剂泵(11)的入口，经过氧化剂泵(11)增压后，通过氧阀(6)控制进入燃气发生器(12)；

燃料与氧化剂在燃气发生器(12)内充分燃烧后，产生的富氧燃气驱动主涡轮(13)工作带动氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)旋转工作，富氧燃气通过主涡轮(13)后通过推力室富氧燃气管路进入推力室(10)进行再次补燃燃烧，经喷管高速喷出产生推力。

调低推力时，调节或关闭推力室燃料主阀(5)，改变燃气温度和比冲，实现大幅推力调节。还包括：推力室燃气供应分流支路、燃料节流阀(2)；推力室燃气供应分流支路，包括：燃气分流阀(1)，推力室燃气供应分流支路一端与所述燃气发生器通道连通，另一端与所述推力室燃气供应管路连通；燃料节流阀(2)设置在所述推力室燃料主路上。

燃料供给管路，包括：推力室燃料主路、燃料二级泵入口供应管路(燃料一级泵(8)出口到燃料二级泵(9)的入口)、燃气发生器燃料路

燃料一级泵(8)出口处并联设置有推力室燃料主路和燃料二级泵入口供应管路，燃料二级泵入口供应管路后连接燃气发生器燃料路；

其中，推力室燃料主路从燃料一级泵(8)的出口进到推力室(10)的燃料入口，经过推力室的冷却通道后，通过推力室燃料主阀(5)，连接到推力室的喷注器的入口；

燃料二级泵入口供应管路，从燃料一级泵(8)出口开始到燃料二级泵(9)的入口；燃气发生器燃料管路，从燃料二级泵(9)的出口开始，通过燃料二级泵(9)，到发生器燃料阀(7)的进口。所述燃气发生器(12)出口设置有主涡轮(13)。氧化剂供给管路，从氧化剂泵(11)的入口开始经过经氧化剂泵(11)和氧阀(6)后与燃气发生器(12)的氧化剂进口连通。燃气发生器通道，从燃气发生器(12)的出口开始到主涡轮(13)的进口；推力室富氧燃气管路，从主涡轮(13)的出口开始至述推力室燃气入口。

本发明一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机推力深度调节方法，步骤如下：

(1)燃料从燃料一级泵(8)的入口进入，经过燃料一级泵(8)增压后经过燃料二级泵(9)进一步增压，进入发生器燃料阀(7)的入口，此时发生器燃料阀(7)关闭的；

(2)氧化剂进入经氧化剂泵(11)的入口，经过氧化剂泵(11)增压后进入到氧阀(6)的入口，此时氧阀(6)是关闭的；

(3)补燃循环发动机工作时，打开氧阀(6)和发生器燃料阀(7)，燃料经过发生器燃料阀(7)进入燃气发生器(12)的燃料入口，氧化剂经过氧阀(6)进入燃气发生器(12)的氧化剂入口；

(4)燃料与氧化剂充分燃烧后，产生的富氧燃气驱动主涡轮(13)工作带动氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)旋转工作，富氧燃气通过主涡轮(13)后进入推力室(10)进行再次补燃燃烧，经喷管高速喷出，产生推力，调低推力时，调节或关闭推力室燃料主阀(5)，改变燃气温度和比冲，实现大幅推力降低；

还包括：步骤(5)调低推力后，需要调高推力时，打开或调解推力室燃料主阀(5)，改变燃气温度和比冲，实现大幅推力提升。

推力室燃料主阀(5)用于调节进入推力室(10)燃料流量；燃料节流阀(2)设置在所述推力室燃料主路上，能够调节进入推力室(10)燃料流量。

如图1所示，燃料从燃料一级泵(8)的入口进入，依次经过燃料一级泵(8)增压后经过燃料二级泵(9)进一步增压，通过燃料供给管路(中的燃气发生器燃料路)，通过发生器燃料阀(7)控制送入燃气发生器(12)；氧化剂经氧化剂供给管路进入经氧化剂泵(11)的入口，经过氧化剂泵(11)增压后，通过氧阀(6)控制进入燃气发生器(12)；

氧化剂供给管路，从氧化剂泵(11)的入口开始经过经氧化剂泵(11)和氧阀(6)后与燃气发生器(12)的氧化剂进口连通。

为了分别给推力室和燃气发生器供应燃料，燃料一级泵(8)出口处并联设置有推力室燃料主路和燃料二级泵入口供应管路，燃料二级泵入口供应管路后连接燃气发生器燃料路；其中，约95％的燃料从推力室燃料主路供应，从燃料一级泵(8)的出口进到推力室(10)的燃料入口，经过推力室的冷却通道后，通过推力室燃料主阀(5)，连接到推力室的喷注器的入口；约5％的燃料从燃料二级泵入口管路供应，从燃料一级泵(8)出口开始到燃料二级泵(9)的入口；燃气发生器燃料管路，从燃料二级泵(9)的出口开始，通过燃料二级泵(9)，到发生器燃料阀(7)的进口。

燃料与氧化剂在燃气发生器(12)内充分燃烧后，产生的富氧燃气驱动主涡轮(13)工作带动氧化剂泵(11)、燃料一级泵(8)、燃料二级泵(9)旋转工作，富氧燃气通过主涡轮(13)后通过推力室富氧燃气管路进入推力室(10)进行再次补燃燃烧，经喷管高速喷出产生推力。

需要调低推力时，关闭推力室燃料主阀，仅由富氧燃气产生推力，实现低推力工作，可使发动机最低推力达到额定值的22％，所述推力调节方法适用于对发动机推力连续调节无特别要求的运载器总体应用情况。降低了发动机对燃气发生器变工况范围要求，大大提高了变推力系统稳定性；同时使得总体控制系统简单，易于操作。

本发明可以通过燃气发生器单独热试模拟发动机状态评估初步推力，也可以通过燃气发生器与推力室联合热试评估方案可行性，并最终通过发动机整机热试车评估变推力能力。在实现大范围变推力的同时，大大简化了发动机推力调节难度。

如图2所示，所述优选的补燃循环发动机的结构以及所述补燃循环发动机的工作方式与实施例1完全相同，在此不再赘述；实施例2与实施例1的不同点在于：包括设置于所述推力室燃料主路上设置于用于调节进入推力室(10)燃料流量的燃料节流阀(2)，在涡轮旁路设置燃气分流阀(1)。

发动机需要100％～20％范围内连续降低推力时，打开燃气分流阀(1)，将燃气分流阀(1)的开度逐渐调大，富氧燃气经燃气分流阀(1)分流，减少进入主涡轮(3)的富氧燃气流量，降低涡轮功率及泵抽吸能力，氧化剂和燃料流量下降，从而达到降低发动机推力的目的。为稳定推力室(10)混合比，在推力调节过程中调节燃料节流阀(2)，保证发动机混合比不会大幅度偏离设计点。若需将发动机推力降至10％或更低时，关闭推力室燃料主阀(5)，最低可将补燃循环发动机推力下调至额定值的5％。

本发明的一种采用富氧燃气推进实现补燃循环发动机系统及补燃循环发动机推力深度调节方法，采用富氧燃气推进实现低推力，省去了设置于燃气发生器燃料路需要严格保证压降的流量调节器及设置于发生器液氧供应路的低温流量调节装置，无需燃烧装置采取特殊措施保障有效喷注，其结构简单，适应工况范围宽，可大幅提高发动机推力调节能力；

本发明可实现发动机推力在10％甚至在5％额定工况工作，实现了液体火箭发动机变推力技术的重大突破。补燃循环发动机推力深度调节方法，仅需对推力室燃料主阀仅需调节或关闭，即可实现大范围变推力；

本发明降低了发动机对燃气发生器变工况范围要求，大大提高了变推力系统稳定性；对推力室无深度调节工况要求，大大降低了推力室设计难度；调节方法简单可靠，应用于推进系统上具有控制系统简单、易可靠操作等优点。

本发明说明书中未详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。