液體燃料火箭發動機的製作方法

2023-04-26 00:46:36

專利名稱:液體燃料火箭發動機的製作方法
本發明涉及一臺採用液體燃料的火箭發動機，特別是對火箭發動機中所用的燃料系統的改進。在該燃料系統中，化學液體燃料的壓力降很小，以保證火箭發動機的氣化燃料壓力增壓器有一個穩定的動力源。
在現有的火箭發動機中，有一種膨脹循環型的液體燃料火箭發動機。現將一臺這種型式的火箭發動機的典型結構示於圖2。其構成包括一種推進劑1，例如液氫，它籍助於燃料壓力增壓器3(為一個燃料泵)加壓至一定要求的壓力值;第二種推進劑2，例如液氧(是一種氧化劑)籍助另一個用於氧化劑的壓力增壓器4(為一個氧化劑泵)增壓到一定要求的壓力;這第二種推進劑2與第一種推進劑1進行反應而發生爆燃。採用這種結構，增壓後的推進劑2(液氧)被引入到燃燒室6內。而增壓後的推進劑1(液氫)則流過一個燃燒室冷卻襯套7，它圍繞安裝在燃燒室6的外面以對其進行冷卻，然後推進劑1再進入到一個增壓器驅動裝置5內驅動增壓器驅動裝置作旋轉運動。增壓器驅動裝置5為一個燃氣渦輪機或類似裝置。此推進劑1再進一步被引入到燃燒室6中。在燃燒室6中推進劑1和2互相反應燃燒或爆燃以產生一股高壓燃氣流。高壓燃氣流通過一個膨脹噴管8向外排放，因而產生了火箭發動機的巨大推進力。
推進劑1籍助於燃料增壓器3增壓，且當冷卻燃燒室6時獲得一個溫升。隨著推進劑1的壓力增高，增壓器驅動裝置5就被驅動而作旋轉運動。增壓器驅動裝置5發出的驅動功率用來通過齒輪傳動機構10驅動燃料和氧化劑的增壓器3和4作旋轉運動。
根據常規火箭發動機的結構，從燃燒室6中所產生的熱量中獲得部分熱量的推進劑1用來作為燃料和氧化劑的增壓器3和4的驅動工質。一般設計為加熱後的推進劑1的全部流量都用於作為二個燃料增壓器3和4的驅動流體。
而且，在火箭發動機的常規方案中，通常採用將燃燒室6中所產生的熱量以冷卻的方式由液態推進劑吸收，這就是所謂的回熱-冷卻系統。在此方案中，用於冷卻燃燒室後的推進劑1的全部流量都作為燃料和氧化劑的增壓器3和4的驅動工質。這就要求推進劑1的燃料增壓器3設計得具有較大的容量，它應當大到足以補償由於流經燃燒室冷卻襯套7所產生的壓力損失，以及由於在增壓器驅動裝置5中驅動所帶來的不可避免的壓力下降。因此，就要求提供一個大容量的增壓器以抵銷相應的壓力損失。
為了處理這些不希望出現的問題，在設計中提出過一個措施，典型的表示在圖3中，其中輔助燃燒室11是用於作為燃料增壓器3的驅動能源，引入部分的推進劑1和2在燃燒室11中進行燃燒，產生的燃燒氣體用來給燃料增壓器提供能量，這就是所謂的燃氣發生循環系統。然而，這種結構有如下缺點，即整個系統不可避免地表現為結構複雜，結果大大增加了重量，因而使系統的可靠性下降。在圖3所示的方案中，標號9為一個膨脹噴管冷卻襯套，它圍繞在大膨脹噴管8的外面，用來流過冷卻劑。由燃燒室冷卻襯套7出來的部分推進劑1作為大膨脹噴管8的冷卻劑而流經膨脹噴管冷卻襯套9，然後向外排向大氣。
這種燃氣發生循環系統，由於增加了輔助燃燒室11而使結構變得複雜，並帶來了重量增加及系統可靠性下降的缺點。
本發明針對上述火箭發動機所採用的常規液體燃料增壓器在實際使用中存在的問題和缺點從根本上提出了一個適當的解決辦法。而這些問題在以前沒有被人們注意，也沒有任何對策。
本發明的主要目的是提供一種液體燃料火箭發動機，在對結構進行簡單的改進後，能有效地使推進劑提高到一定的高壓，以提供一個壓力儲備來驅動推進劑(液體燃料)的增壓器。本發明的另一個目的是提供一個比較簡單的液體火箭發動機結構，它重量輕、生產成本低且操作可靠性高。
本發明的目的是這樣達到的，即對液體燃料火箭發動機的推進劑增壓器進行了改進，該火箭發動機包括一個用來對燃料組份進行增壓的燃料增壓裝置，一個用來對氧化劑組份進行增壓的氧化劑增壓裝置，一個給兩個增壓裝置供給能量的增壓器驅動裝置，一個燃燒室裝置，增壓的燃料和氧化劑供入其內以進行燃燒而產生一股向外排出的燃燒氣體，一個圍繞安裝在燃燒室裝置外面的燃燒室冷卻襯套，它包括一個安裝在燃燒氣體出口一側的大膨脹噴管及一個圍繞安裝在大膨脹噴管外面的膨脹噴管冷卻襯套，其中，燃料增壓裝置的出口與燃燒室冷卻襯套的進口相連通，燃燒室冷卻襯套的出口與燃燒室的燃料進口及膨脹噴管冷卻襯套的進口相連通，膨脹噴管冷卻襯套的出口與增壓器驅動裝置的進口相連通。
根據上述的本發明的火箭發動機推進劑增壓器的優越結構，可以獲得滿意的效果。火箭發動機系統中推進劑總流量中僅很少一部分被用作推進劑增壓器的驅動工質。而由增壓器增壓的總流量先由於冷卻燃燒室而獲得一個中等的溫升，然後其中一部分再利用噴管(也是燃燒室的一部分)的熱量進一步加熱到要求的值，使其獲得足夠的熱能增量，以致可用來作為工質(工作介質)給推進劑增壓器提供能量。
經這種改進後，在結構上就不再需要安排如常規火箭發動機推進劑增壓器所要求的那種輔助燃燒室，即不要求增加更多部件，所以自然就獲得如重量輕、生產成本低及可靠性比較高等優越效果。
下面將用一個最佳實施例對本發明作進一步詳述，詳細說明將參照附圖，附圖中同樣的零件注以同樣的標號。
圖中圖1是本發明的一個最佳實施例的原理圖，表示一個液體燃料火箭發動系統的總的結構。
圖2和圖3是兩個原理圖，分別表示兩種常規火箭發動機系統的典型結構。
參參照圖1，這是根據本發明的液體燃料火箭發動機系統的總體結構原理圖。圖中可見一種推進劑或液氫通過一個供應管線1供入，另一種推進劑或液氧(氧化劑)由管線2供入，一個推進劑或液體燃料的增壓器3用來增加推進劑1的壓力，一個氧化劑增壓器4用來增加推進劑2的壓力，一個增壓器驅動裝置5用來驅動推進劑增壓器3和4作旋轉運動，增壓器驅動裝置5可以是燃氣渦輪機或類似裝置。一個液體燃料燃燒室6，一個圍繞安裝在燃燒室6周圍的燃燒室冷卻襯套7，以及一個安裝在燃氣流噴出一側大膨脹噴管8，同時在大膨脹噴管8的擴張部分的周圍安裝了一個膨脹噴管冷卻襯套9，它是用於使流經燃燒室冷卻襯套7的推進劑1中的一部分流入其內，並由大膨脹噴管8中的熱量來加熱這部分推進劑1。
根據本發明的液體燃料增壓系統，可以看到推進劑1首先由燃料增壓器3升壓到一個規定的壓力值，然後將它引導流經冷卻襯套7而起到對燃燒室6的冷卻作用，推進劑1在冷卻燃燒室6時獲得溫升，推進劑1的一部分被引導到噴管冷卻襯套9中，推進劑1的其它部分或主要部分供入到燃燒室6內，在那裡與同時供入的加壓的推進劑(氧化劑)2反應發生燃燒或爆燃，並產生大量的燃燒氣體，這些燃燒氣體經由大膨脹噴管8向外排出，因而產生了很大的火箭發動機系統的推進力。推進劑1的一小部分在流經噴管冷卻襯套9時獲得溫升而要膨脹其體積，因而在一個受限的空間內由於這些熱量而使壓力增高，然後再進入增壓器驅動裝置5內，這個增高的壓力就給增壓器驅動裝置提供能量。所述的增壓器驅動裝置可以是二臺燃氣渦輪機，其中用來驅動燃料增壓器3的燃氣渦輪機的出口與用來驅動氧化劑增壓器4的燃氣渦輪機的進口相連通。
本發明所提出的結構在運行方面具有如下優點在本發明的最佳實施例中，推進劑包括一個燃料組份(液氫)和一個氧化劑組份(液氧)，這兩組份籍助於在發動機系統中各自的增壓器3和4被加壓到一個規定的壓力。在本方案中，全部加壓的液氫都流入燃燒室冷卻襯套7中，用它使燃燒室6冷卻。
採用這種方案，推進劑1或液氫被加熱到140°K，液氫的主要部分流經燃燒室冷卻襯套7使燃燒室6冷卻後再轉入燃燒室6內部與液氧反應並燃燒而生成大量的燃燒氣體，產生了一個很大的火箭發動機推進力。
同時，液氫的一小部分在流經燃燒室冷卻襯套7後進入到噴管冷卻襯套9內，用來冷卻大膨脹噴管8，因而獲得一個將近600°K的溫升，且使壓力進一步增加。
結果，由於液氫被加熱到這個溫度所獲得的以增加壓力形式的勢能被引入到增壓器驅動裝置5，使增壓器驅動裝置獲得能量而進一步增速，因而相應地使輸出功率增加了。
現參照圖3，它示出一個常規的燃氣發生循環型火箭發動機的典型結構，本發明就是基本這種結構上的。下面將此常規結構與本發明的上述最佳實施例作一對比。
從圖3所示的帶有輔助燃燒室11的常規的推進劑增壓系統中可以看出，一部分液氫在冷卻大膨脹噴管8後轉入到噴管冷卻襯套9中，然後直接向外排出。這部分液氫只是用來作為冷卻劑，而它獲得的以壓力增加形式的那部分勢能實際上一點也沒有用上。尤其是，一小部分推進劑1和推進劑2進入到輔助燃燒室11，其目的是為增壓器3和4提供能量。在輔助燃燒室裡，產生了溫度約為850°K的燃氣，這就可用於驅動增壓器3和4。換句話說，輔助燃燒室11加入此系統的目的是產生附加的能量來驅動增壓器3和4。
相反，本發明的優點在於冷卻大膨脹噴管8所獲得的液氫的勢能(這在以前是作為廢氣排出而浪費的)用來作為驅動系統中的增壓器的動力源。特別是，與常規結構相反，液氫流經噴管冷卻襯套9後轉入到增壓器驅動裝置5中重新利用，而不是作為廢氣排出。而且，只要對冷卻襯套9稍作改進就能容易地實施本發明。
現在，這個系統既沒有選用輔助燃燒裝置，也沒有任何特殊的附加裝置，就自然使得該系統具有重量輕和結構簡單等優點。另外，由於增壓器驅動裝置5的驅動介質比常規系統中利用由輔助燃燒室11出來的燃燒氣體的溫度要低，而使增壓器驅動裝置5的工作條件可以相應地降低，因而可保證較長的工作壽命並使火箭發動機的操作有較高的可靠性。另外，由於推進劑或液氫是預先由增壓器3增壓到某個壓力，在經由燃燒室冷卻襯套7時吸收了流經大膨脹噴管8的熱量而壓力勢能進一步增加，因而提供了一個較高的勢能，雖然它比常規方案中的輔助燃燒室中產生的燃燒氣體溫度要低。本發明的這些優點可以歸結為利用了燃燒室6的散熱，而使火箭系統得到了很大的改進。由於這些優點，它也可以應用於作為太空梭的上部模塊，以及類似的用途中。
當本發明通過一個特定的實施例作詳細的描述時，很明顯這不能理解成是對本發明在最佳實施例中所示的具體結構進行限制，正相反，根據上述技術思想，本發明完全可以用許多另外的方案來實現，只要不脫離本發明的範圍和精神而都具有相同的優越效果。
根據本發明可以得到一個改進的液體火箭發動機系統，其中推進劑能有效地增高到一個規定的高壓值。經過結構上的簡單改進來提供一個有效的壓力儲備，用於驅動推進劑(液體燃料)增壓器，而不必採用輔助燃燒室。同時也提供了一個比較簡單的液體燃料火箭發動機的結構，它重量輕，因而生產費用較少且操作可靠性高。
還應理解到，所附的權利要求
書應包括說明書中所述的整個發明範圍，所公開的本發明所有的一般和專門特徵。
權利要求
1.一種液體燃料火箭發動機，包括一個用來對燃料組份進行增壓的燃料增壓裝置，一個用來對氧化劑組份進行增壓的氧化劑增壓裝置，一個給兩個增壓裝置供給能量的增壓器驅動裝置，一個燃燒室，增壓的燃料和氧化劑供入其內以進行燃料而產生一股向外排出的燃燒氣體，一個圍繞安裝在燃燒室外面的燃燒室冷卻襯套，它包括一個安裝在燃燒氣體出口一側的大膨脹噴管及一個圍繞安裝在大膨脹噴管外面的膨脹噴管冷卻襯套，其中，燃料增壓裝置的出口與燃燒室冷卻襯套的進口相連通，燃燒室冷卻襯套的出口與燃燒室的燃料進口及膨脹噴管冷卻襯套的進口相連通，膨脹噴管冷卻襯套的出口與增壓器驅動裝置的進口相連通。
2.根據權利要求
1所述的火箭發動機，其中膨脹噴管冷卻襯套是用來作為一個熱交換裝置，沿圓周安裝在上述大膨脹噴管上，上述的燃料組份在流經膨脹噴管冷卻襯套時得以再加熱並供入到上述增壓器驅動裝置或二臺燃氣渦輪機中，這樣，所述的二臺燃氣渦輪機就帶動上述的燃料增壓裝置和氧化劑增壓裝置作旋轉運動。
3.根據權利要求
2所述的火箭發動機，其中用來驅動上述燃料增壓器裝置的燃氣渦輪機的出口與用來驅動上述氧化劑增壓器裝置的燃氣渦輪機的進口相連通。
專利摘要
本發明的液體燃料通過一個增壓裝置增壓，增壓後在燃燒裝置的冷卻襯套中氣化，然後被輸入到燃料燃燒裝置中燃燒以產生燃燒氣體向外排出，用來作為火箭發動機的推進力。在燃燒裝置的大膨脹噴管的周圍安裝了一個膨脹噴管冷卻襯套，由燃燒室冷卻襯套出來的部分氣化的燃料直接進入到膨脹噴管的冷卻襯套中再加熱以增加可用於驅動增壓裝置的勢能。而由燃燒室冷卻襯套出來的氣化燃料的主要部分則供入到燃燒裝置內，這些燃料可以燃燒排出而作為火箭推進力。
文檔編號F02K9/46GK87103346SQ87103346
公開日1987年11月25日 申請日期1987年5月7日
發明者小幸雄, 十龜英司, 岸本健治, 角間洋二郎 申請人:三菱重工業株式會社, 宇宙開發事業團導出引文BiBTeX, EndNote, RefMan