用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统及方法与流程

1.本发明涉及用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统及方法，属于液体火箭发动机领域。


背景技术：

2.进入21世纪以来，世界各航天大国都在积极探讨重返月球、登陆火星等星际载人飞行计划，根据我国航天工业发展规划，将研发重型运载火箭用于登月工程和未来的深空探测工程。其中芯三级使用膨胀循环氢氧发动机。为满足任务需求，该发动机在飞行过程中需进行多次点火起动。
3.氢氧发动机点火方式主要分为火药点火和火炬点火，与传统的火药点火方式相比，火炬点火方式在实现3次以上的多次点火方面具有较大优势，目前世界各国主流氢氧发动机火炬点火方式主要为液氢液氧火炬点火、自带气瓶的高压气氢气氧火炬点火方式。相比于液氢液氧气膜冷却保护点火器容易被烧蚀，而高压气氢气氧火炬点火无需携带独立的氢氧气瓶，点火次数受自带气瓶的限制。


技术实现要素：

4.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统及方法，用于满足重型运载火箭芯三级膨胀循环氢氧发动机多次起动要求，用于点燃进入推力室内的氢氧介质，可实现3次及以上的多次点火。
5.本发明解决技术的方案是：一种用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统，该系统包括点火室、推力室、氢主阀、氧主阀、氧主汽蚀管、氢泵、氧泵、氢涡轮、氧涡轮；点火室为火炬点火室，氢泵与氢涡轮同轴连接，氧泵与氧涡轮同轴连接；点火室与推力室连通；
6.液氢经过氢泵增压后经推力室夹套换热成为气氢，之后进入到氢涡轮做功带动氢泵旋转，之后从氢涡轮出口流到氧涡轮，驱动氧涡轮带动氧泵旋转，氧泵的输出端连接氧主汽蚀管，氧主汽蚀管分成两路，一路通过氧主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；
7.氧涡轮的输出端分成两路，一路通过氢主阀连接至推力室，另一路连接至点火室；
8.点火室液氧由氧泵后、氧主阀前引出，气氢由氧涡轮后、氢主阀前引出。
9.优选地，上述用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统还包括氧点火阀；氧点火阀一端与氧主阀并联，连接在氧主汽蚀管的输出端，另一端连接至点火室。
10.优选地，上述用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统还包括氢点火阀、氢点火音速喷嘴，氢点火音速喷嘴与氢主阀并联，连接在氧涡轮的输出端；氢点火阀一端连接氢点火音速喷嘴，另一端连接至点火室。
11.优选地，火炬点火室位于推力室头部中心位置。
12.优选地，所述点火室通过点火装置点火。
13.优选地，所述点火装置包括电嘴、点火电缆、激励器；
14.激励器接收外部输入的电触发信号，电触发信号通过点火电缆传递至电嘴，电嘴在电触发信号的驱动下产生电火花，电火花点燃火炬点火室的燃料。
15.优选地，所述点火室头部为气氢、液氧喷注接口，其中氧喷嘴布置在喷注器中间，为直流式互击式结构，液氧经撞击后雾化。
16.基于上述系统，本发明还提供了一种用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火方法，该方法包括如下步骤：
17.s1、初始化气氢液氧火炬点火系统：关闭氧主阀、氢主阀、氧点火阀、氢点火阀；
18.s2、发动机预冷：打开氧点火阀，使氧介质经过火炬点火室、推力室向外排放，实现火炬点火室液氧管路的冷却；
19.s3、推力室预热：打开氢点火阀，同时点火装置通电，点火室在氢、氧贮箱压力下点火形成高温火炬，喷射到推力室内；
20.s4、火炬点火起动：分别打开氧主阀、氢主阀，进入推力室内的氢氧介质被高温火炬点燃，完成发动机点火；
21.s5、发动机燃烧室压力爬升到额定工况的90％以上后，可关闭氧点火阀，同时保持氢点火阀打开，保持气氢流动，以便气氢流动对点火室进行可靠防护。
22.优选地，上述用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火方法，还包括火箭真空滑行期间推进剂沉底的步骤：
23.在火箭真空滑行期间，打开氧点火阀门和氢点火阀门，点火室点火产生燃气，燃气通过推力室喷出产生推力，实现推进剂小过载沉底。
24.优选地，上述用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火方法还包括火箭真空滑行期间单独小流量预冷步骤：
25.在火箭真空滑行期间，打开氧点火阀，使氧介质经过火炬点火室、推力室向外排放，实现发动机氧系统管路的小流量冷却，控制液氧管路的温度，为发动机点火创造有利条件。
26.本发明与现有技术相比的有益效果是：
27.(1)、本发明点火系统简单、结构重量轻、点火次数不受限制。由于点火系统所用介质均来自发动机主系统，不用单独携带氢、氧气瓶，同时氢、氧点火路均不设置预冷泄出管路，简化了系统配置，降低了结构重量；
28.(2)、本发明理论上只要氢、氧贮箱有推进剂，电源有电，即可实现发动机点火，点火次数不受其它限制。
29.(3)、本发明点火室头部为气氢、液氧喷注。其中氧喷嘴布置在喷注器中间，为直流式互击式结构，液氧经撞击后雾化；氢喷嘴分2排布置在电嘴下面，为切向孔结构，这样设计一方面可使电嘴附近的混合比较高，有利于点火，另一方面远离电嘴的气氢在点火室内壁和下游形成保护气膜，保护点火室内壁与推力室头部不被烧蚀。
30.(4)、本发明氢、氧点火路均设置点火阀门，使点火系统独立性较好，不但可以独立控制氧点火路预冷、火炬点火时序，还可实现火炬点火系统长时间独立工作，用于推力室预热、小推力沉底、以及发动机氢氧系统小流量预冷等；
31.(5)、本发明点火室气氢从氧涡轮后氢主阀前引出，相比从推力室夹套出口引出可避免氢点火路分走的气氢流量对氢涡轮做功能力的影响，不影响发动机主级工况，且氢点
火管路最短；点火室液氧从氧主阀前引出，可缩短氧点火管路，有利于冷却和降低重量。
附图说明
32.图1为本发明提供的一种气氢液氧火炬点火系统方案。
33.图中：1.火炬点火室；2.推力室；3.氢点火阀；4.氢点火音速喷嘴；5.氢主阀；6.氧点火阀；7.氧主阀；8.氧主汽蚀管；9.氢泵；10.氧泵；11.氢涡轮；12.氧涡轮；13.电嘴；14.点火电缆；15.激励器。
34.图2为本发明提供的火炬点火系统起动时序图。
35.图中：1#为氢点火阀；2#为氧点火阀；3#为氢主阀；4#为氧主阀；dh为激励器；
↑
为通电；
↓
为断电；t1～t6为间隔时间。。。
具体实施方式
36.下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
37.如图1所示，本发明提供的一种用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统，该系统包括点火室1、推力室2、氢主阀5、氧主阀7、氧主汽蚀管8、氢泵9、氧泵10、氢涡轮11、氧涡轮12；点火室1为火炬点火室，氢泵9与氢涡轮11同轴连接，氧泵10与氧涡轮12同轴连接；火炬点火室设置在推力室头部中心位置，点火室1与推力室2联通。
38.液氢经过氢泵9增压后经推力室夹套换热成为气氢，之后进入到氢涡轮11做功带动氢泵9旋转，之后从氢涡轮11出口流到氧涡轮12，驱动氧涡轮12带动氧泵10旋转，氧泵10的输出端连接氧主汽蚀管8，氧主汽蚀管8分成两路，一路通过氧主阀7连接至推力室2，另一路连接至点火室1；
39.氧涡轮12的输出端分成两路，一路通过氢主阀5连接至推力室2，另一路连接至点火室1；
40.点火室液氧由氧泵10后、氧主阀7前引出，气氢由氧涡轮12后、氢主阀5前引出。
41.优选地，上述用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统还包括氧点火阀6；氧点火阀6一端与氧主阀7并联，连接在氧主汽蚀管的输出端，另一端连接至点火室。
42.优选地，上述用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火系统还包括氢点火阀3、氢点火音速喷嘴4，氢点火音速喷嘴4与氢主阀5并联，连接在氧涡轮12的输出端；氢点火阀3一端连接氢点火音速喷嘴4，另一端连接至点火室。气氢流量由音速喷嘴控制，液氧流量由点火室氧喷嘴控制，从而控制点火室的点火混合比。
43.本发明从氧涡轮后、氢主阀前引一股气氢经氢点火阀进入点火室，从氧泵后、氧主阀前引一股液氧经氧点火阀进入点火室，路径较短。
44.优选地，火炬点火室1位于推力室2头部中心位置。
45.优选地，所述点火室通过点火装置点火。
46.优选地，所述点火装置包括电嘴13、点火电缆14、激励器15；
47.激励器15接收外部输入的电触发信号，电触发信号通过点火电缆14传递至电嘴13，电嘴13在电触发信号的驱动下产生电火花，电火花点燃火炬点火室的燃料。
48.优选地，可以设置两套冗余设计的点火装置，2个冗余设计的电嘴，电嘴由2套独立的激励器和电缆供电。
49.优选地，所述点火室头部为气氢、液氧喷注接口，其中氧喷嘴布置在喷注器中间，为直流式互击式结构，液氧经撞击后雾化，氢喷嘴分2排布置在电嘴下面，为切向孔结构，有利于点火和对下游形成保护气膜。相比于液氢液氧，本发明采用的气氢液氧火炬点火方式有利于液氧雾化和点火器点火，同时气氢流速较高，有利于采用气膜冷却保护点火器不被烧蚀；相比于高压气氢气氧火炬点火，本发明所提供的气氢液氧火炬点火无需携带独立的氢氧气瓶，点火次数不受自带气瓶的限制，系统结构简单。
50.基于上述点火系统，本发明还提供了一种用于膨胀循环氢氧发动机的气氢液氧火炬点火方法，该方法包括如下步骤：
51.s1、初始化气氢液氧火炬点火系统：关闭氧主阀7、氢主阀5、氧点火阀6、氢点火阀3；
52.s2、发动机预冷：打开氧点火阀6，使氧介质经过火炬点火室1、推力室2向外排放，实现火炬点火室1液氧管路的冷却；
53.s3、推力室预热：打开氢点火阀3，同时点火装置通电2个电嘴通电，点火室1在氢、氧贮箱压力下点火形成高温火炬，喷射到推力室2内；
54.s4、火炬点火起动：分别打开氧主阀7、氢主阀5，进入推力室2内的氢氧介质被高温火炬点燃，完成1次发动机点火；
55.s5、发动机燃烧室压力爬升到额定工况的90％以上后，可关闭氧点火阀6，同时保持氢点火阀打开，保持气氢流动，以便气氢流动对点火室1进行可靠防护。
56.由于本发明采用的是火炬点火方式，因此，可以重复步骤s1～步骤s5，实现发动机多次启动。
57.本技术方案除了用于推力室2点火，还可用于推进剂沉底、推力室预热和发动机预冷。
58.具体的火箭真空滑行期间推进剂沉底的步骤：
59.在火箭真空滑行期间，打开氧点火阀门6和氢点火阀门3，点火室1点火产生燃气，燃气通过推力室2喷出产生推力，实现推进剂小过载沉底。
60.具体的火箭真空滑行期间单独小流量预冷步骤：
61.在火箭真空滑行期间，打开氧点火阀6，使氧介质经过火炬点火室1、推力室2向外排放，实现火炬点火室1液氧管路的冷却，控制液氧管路的温度。点火室1产生的燃气可预热推力室2，为膨胀循环发动机起动提供能量；与此同时，发动机氢、氧系统分别有小流量氢、氧介质流动，可保持对氢、氧系统的持续冷却，缩短发动机再次点火前的预冷过程。
62.下面结合附图再次重申一下本发明的几个特点：
63.(1)、如图1所示，点火室气氢由氧涡轮12后、氢主阀5前引出，通过氢点火路设置的音速喷嘴4控制氢点火流量。
64.(2)、如图1所示，点火室液氧由氧泵10后、氧主阀7前引出，通过点火室氧喷嘴控制流量，氧点火路不设置专门的节流元件。
65.(3)、如图2所示，火炬点火时序由氢点火阀3、氧点火阀6和激励器15供电来控制。
66.(4)如图1和图2所示，火炬独立工作方案为：先打开氧点火阀6，使氧介质经过火炬点火室1、推力室2向外排放，实现火炬点火室1液氧管路的冷却，之后打开氢点火阀3，同时2个电嘴13通电，点火室1在氢、氧贮箱压力下点火形成高温火炬，喷射到推力室2内。可用于
推力室预热、小推力沉底、小流量预冷等。
67.如图1和图2所示，火炬点火起动方案为：先打开氧点火阀6，使氧介质经过点火室1、推力室2向外排放，实现对点火室1液氧管路的冷却，之后打开氢点火阀3，同时2个电嘴13通电，点火室1在氢、氧贮箱压力下点火形成高温火炬，喷射到推力室2内。发动机预冷好后，分别打开氧主阀7、氢主阀5，进入推力室3内的氢氧介质被高温火炬点燃，完成发动机点火。发动机燃烧室压力爬升到90％以上额定工况后，可关闭氧点火阀6，保持气氢流动对点火室进行可靠防护。
68.本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。