一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法与流程

1.本发明属于航天技术领域，涉及一种以液氧为氧化剂的膨胀循环发动机的氧系统零排放预冷起动方法。


背景技术：

2.膨胀循环液体火箭发动机属于泵压式系统，起动前，需要对泵等低温流路进行充分预冷，避免低温介质与发动机管路、泵等结构换热产生气液夹杂现象，导致起动过程泵汽蚀甚至发动机起动失败。发动机预冷一般采用自身携带的低温推进剂。
3.目前膨胀循环发动机氧系统一般采用
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排放预冷起动
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和
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浸泡预冷+排放起动
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方式。
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排放预冷起动
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指预冷过程中，来自贮箱的过冷氧流经氧泵腔后排至发动机外，通过这种方式带走热量使泵结构冷却，达到起动温度条件后发动机起动；
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浸泡预冷+排放起动
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指预冷过程中，进入氧泵腔内的过冷氧不对外排放，而是通过氧系统内循环带走热量，使泵结构满足起动温度条件，但发动机起动前仍进行短时间液氧排放，以保证起动时推进剂品质。
4.以上预冷起动方法虽然能够满足发动起动要求，但由于存在氧介质排放过程，一方面推进剂排放消耗量较大，即使采用
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浸泡预冷+排放起动
″
，排放的液氧量也占到预冷推进剂消耗总量的50％；另一方面需设置氧排放系统增加火箭死重，其次必须排放也造成了发动机使用维护不便。


技术实现要素：

5.本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，在满足发动机预冷起动条件的同时，尽可能减少预冷起动过程中推进剂消耗，提高火箭的性能和运载能力。
6.本发明解决技术的方案是：一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，使用的氧系统预冷起动系统包括：贮箱、氧泵、氧主阀和过冷液氧，贮箱中存储过冷液氧，贮箱下方与氧泵通过管路连接，氧泵与氧主阀之间通过管路连接；氧主阀通过管路连接至膨胀循环发动机的推力室；氧主阀关断时，贮箱与氧泵、氧泵与氧主阀之间的管路形成封闭的氧腔，氧泵浸泡在过冷液氧中进行预冷。
7.进一步的，一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法包括地面预冷和飞行中预冷起动两个过程，地面预冷结束后火箭起飞，进入飞行中预冷起动过程；其中，飞行中预冷起动过程分为发动机一次起动前预冷和发动机再次起动前预冷两个阶段。
8.进一步的，所述地面预冷过程的流程如下：
9.地面预冷过程中，贮箱的截止阀打开同时将氧主阀关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧从贮箱进入由贮箱、氧泵以及氧主阀构成的氧系统中，过冷液氧在封闭的氧腔内吸收热量密度降低，并在重力作用下回流至贮箱形成内循环并带走热量，最终在火箭发射前使氧系统达到起动温度条件，氧泵的温度到达预设的预冷温度；地面预冷过程中无氧介质对外排放。
10.进一步的，所述发动机一次起动前预冷的流程如下：
11.氧系统达到起动温度条件，火箭发射并造成氧系统温度升高，火箭起飞前发动机氧系统进入一次起动前预冷阶段，此时氧主阀关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧从贮箱进入氧系统中，氧泵浸泡在封闭的氧腔内预冷，该状态维持至发动机点火起动氧主阀打开为止；发动机一次起动前预冷过程中无氧介质对外排放。
12.进一步的，所述发动机再次起动前预冷的流程如下：
13.发动机再次起动前预冷程序始于发动机一次工作结束关机，此时氧主阀关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧从贮箱进入氧系统中，该状态维持至发动机再次点火起动氧主阀打开为止；发动机再次起动前预冷过程中无氧介质对外排放。
14.进一步的，所述氧主阀选取高压低温阀，承压能力在10mpa以上，耐低温范围为92k～97k。
15.本发明与现有技术相比的有益效果是：
16.(1)本发明在发动机的氧系统预冷过程中将氧主阀关闭，发动机起动前无氧介质对外排放，与现有技术相比，发动机预冷推进剂总消耗量可节约50％左右；为取消箭上氧排放系统创造了条件，可减轻火箭重量提高火箭运载能力。
17.(2)本发明通过地面预冷阶段和飞行中两次预冷起动阶段的时序设计，充分保证氧泵满足起动温度条件，避免由于氧泵的汽蚀现象造成发动机起动失败，通过地面试车考核，验证了本发明方法能够满足发动机预冷起动要求。
附图说明
18.图1为本发明实施例氧系统预冷起动系统示意图；
19.图2为本发明实施例氧系统零排放预冷起动时序图。
具体实施方式
20.下面结合附图和实例对本发明提供的技术方案进行说明：
21.如图1所示，本发明使用的氧预冷系统由以下组件构成：贮箱1、氧泵2、氧主阀3、过冷液氧4及相关管路；贮箱1中存储过冷液氧4，贮箱1下方与氧泵2通过管路连接，氧泵2与氧主阀3之间通过管路连接；氧主阀3通过管路连接至膨胀循环发动机的推力室；氧主阀3关断时，贮箱1与氧泵2、氧泵2与氧主阀3之间的管路形成封闭的氧腔，氧泵2浸泡在过冷液氧4中进行预冷。
22.如图2所示，在本发明提出的氧系统零排放预冷起动方法中，发动机一次起动前预冷开始时贮箱1截止阀打开同时保持氧主阀3关闭，过冷液氧4从贮箱1进入氧泵2及相关管路，开始进行零排放预冷，预冷过程中包括地面预冷和火箭发射后飞行中预冷起动过程；其中，飞行中预冷起动过程分为发动机一次起动前预冷和发动机再次起动前预冷两个阶段。
23.地面预冷过程中，贮箱1的截止阀打开同时将氧主阀3关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧4从贮箱1进入由贮箱1、氧泵2以及氧主阀3构成的氧系统中，过冷液氧4在封闭的氧腔内吸收热量密度降低，并在重力作用下回流至贮箱1形成内循环并带走热量，最终在火箭发射前使氧系统达到起动温度条件，氧泵2的温度到达预设的预冷温度。
24.地面预冷结束，火箭发射并造成氧系统温度升高，火箭起飞前发动机氧系统进入
一次起动前预冷阶段，此时氧主阀3关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧4从贮箱1进入氧系统中，氧泵2浸泡在封闭的氧腔内预冷，该状态维持至发动机点火起动氧主阀3打开为止。
25.发动机再次起动前预冷程序始于发动机一次工作结束关机，此时氧主阀3关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧4从贮箱1进入氧系统中，该状态维持至发动机再次点火起动氧主阀3打开为止。
26.膨胀循环发动机预冷过程中无氧介质对外排放。
27.如图2所示，本发明实施例中的预冷时序设计为：
28.1)在t1阶段进行地面零排放预冷，t1结束时刻发动机达到氧系统起动温度条件，氧泵2的温度到达预冷温度110k，地面零排放预冷阶段结束，火箭起飞；在t2阶段，发动机氧系统进入飞行零排放预冷的发动机一次起动前预冷阶段；
29.2)t2结束时刻，发动机一次起动前预冷结束，此时氧泵2满足起动温度条件，在t3开始时刻打开氧主阀3，过冷液氧4进入发动机的推力室燃烧，发动机一次起动，进入一次工作段；
30.3)t3结束时刻，发动机一次工作结束关机，t4开始时刻，氧主阀3关闭，发动机进入飞行零排放预冷的发动机再次起动前预冷阶段；
31.4)t4结束时刻，发动机再次起动前预冷结束，氧泵2满足起动温度条件，氧主阀3打开，过冷液氧4进入发动机的推力室燃烧，发动机实现再次起动。
32.在本实施例中，某膨胀循环液体火箭发动机起动前氧系统零排放预冷起动试验的具体流程如下：发动机在t时刻达到地面预冷条件，关闭氧主阀进入模拟滑行程序，贮箱1中的过冷液氧4进入发动机氧系统封闭的氧腔，对氧泵2及管路进行零排放预冷。t+1500s时刻滑行段结束，氧系统已满足起动温度条件，氧主阀3打开，在零排放条件下直接起动，起动正常。
33.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。

技术特征：
1.一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动系统，其特征在于，包括：贮箱(1)、氧泵(2)、氧主阀(3)和过冷液氧(4)，贮箱(1)中存储过冷液氧(4)，贮箱(1)下方与氧泵(2)通过管路连接，氧泵(2)与氧主阀(3)之间通过管路连接；氧主阀(3)通过管路连接至膨胀循环发动机的推力室；氧主阀(3)关断时，贮箱(1)与氧泵(2)、氧泵(2)与氧主阀(3)之间的管路形成封闭的氧腔，氧泵(2)浸泡在过冷液氧(4)中进行预冷。2.基于权利要求1的一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，其特征在于，包括地面预冷和飞行中预冷起动两个过程，地面预冷结束后火箭起飞，进入飞行中预冷起动过程；其中，飞行中预冷起动过程分为发动机一次起动前预冷和发动机再次起动前预冷两个阶段。3.根据权利要求2所述的一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，其特征在于，所述地面预冷过程的流程如下：地面预冷过程中，贮箱(1)的截止阀打开同时将氧主阀(3)关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧(4)从贮箱(1)进入由贮箱(1)、氧泵(2)以及氧主阀(3)构成的氧系统中，过冷液氧(4)在封闭的氧腔内吸收热量密度降低，并在重力作用下回流至贮箱(1)形成内循环并带走热量，最终在火箭发射前使氧系统达到起动温度条件，氧泵(2)的温度到达预设的预冷温度；地面预冷过程中无氧介质对外排放。4.根据权利要求2所述的一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，其特征在于，所述发动机一次起动前预冷的流程如下：氧系统达到起动温度条件，火箭发射并造成氧系统温度升高，火箭起飞前发动机氧系统进入一次起动前预冷阶段，此时氧主阀(3)关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧(4)从贮箱(1)进入氧系统中，氧泵(2)浸泡在封闭的氧腔内预冷，该状态维持至发动机点火起动氧主阀(3)打开为止；发动机一次起动前预冷过程中无氧介质对外排放。5.根据权利要求2所述的一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，其特征在于，所述发动机再次起动前预冷的流程如下：发动机再次起动前预冷程序始于发动机一次工作结束关机，此时氧主阀(3)关断，发动机氧排放口关闭，过冷液氧(4)从贮箱(1)进入氧系统中，该状态维持至发动机再次点火起动氧主阀(3)打开为止；发动机再次起动前预冷过程中无氧介质对外排放。6.根据权利要求2所述的一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，其特征在于，所述氧主阀(3)选取高压低温阀，承压能力在10mpa以上，耐低温范围为92k～97k。

技术总结
本发明涉及一种膨胀循环发动机氧系统零排放预冷起动方法，氧预冷系统包括贮箱、氧泵、氧主阀和过冷液氧；本发明预冷起动方法包括地面预冷和飞行中预冷起动两个过程，地面预冷过程中，氧主阀关闭，过冷液氧从贮箱进入氧系统中，过冷液氧在封闭的氧腔内吸收热量回流至贮箱形成内循环，在火箭发射前使氧泵温度到达预冷条件；飞行中预冷起动过程分为发动机一次起动和再次起动，一次起动前预冷始于火箭起飞前，维持至发动机点火起动氧主阀打开为止；再次起动前预冷始于发动机上一次关机结束，且维持至发动机再次点火起动氧主阀打开为止。本发明在满足发动机预冷起动条件的同时，尽可能减少预冷起动过程中推进剂消耗，提高火箭的性能和运载能力。和运载能力。和运载能力。


技术研发人员：崔荣军 姜冬玲 何雪晴 孙慧娟 刘恒 陈明航 李雨轩 秦昊 刘刚毅 刘登丰
受保护的技术使用者：北京航天动力研究所
技术研发日：2022.12.12
技术公布日：2023/6/14