一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统的制作方法

1.本发明属于氢氧火箭发动机技术领域，尤其涉及一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统。


背景技术：

2.火箭发动机为运载火箭飞行提供动力，火箭发动机的性能直接决定了火箭的运载能力。火箭发动机具有多种动力循环方式，其中补燃循环发动机推力大、比冲高，是性能较高的动力循环方案之一，是高性能火箭的首选动力。但是补燃循环发动机组件众多、系统复杂，在研制过程中需要进行一系列组件级和分系统级试验，最终才能进行发动机全系统试验。为降低首次进行发动机全系统试验的风险，在首次发动机全系统试验前可以通过开展发动机半系统试验，通过半系统试验获取更多的组件工作特性。
3.发动机半系统试验与全系统试验主要区别为半系统试验不包含发动机推力室组件。由于发动机系统不完整，为试验带来了较多发动机以外的难题，比如需要为半系统试验设计模拟推力室起固定支撑作用，需要为发动机预压涡轮泵额外提供驱动介质提供能源，同时驱动涡轮后的燃气由于流量大、存在大量富氢燃气，需要专门设计安全排放系统，引入了额外的风险。


技术实现要素：

4.本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，能够降低半系统试验难度，提高试验安全性和可靠性。
5.为了解决上述技术问题，本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，包括：推力室、预燃室、氢预压涡轮泵、氧预压涡轮泵、氢主涡轮泵、氧主涡轮泵、预燃室氢阀、预燃室氧阀、推力室氢阀、推力室氧阀、氢涡轮燃气喷嘴、氧涡轮燃气喷嘴、氢预压涡轮音速喷嘴、推力室氧气蚀管、推力室夹套音速喷嘴和推力室燃气头腔；
6.氢预压涡轮泵的出口3a接氢主涡轮泵的入口5a；氢主涡轮泵的出口5a通过管路分别接预燃室的入口2a和推力室冷却夹套的入口；氢主涡轮泵的出口5a与预燃室的入口2a之间的连接管路上设置有预燃室氢阀，氢主涡轮泵的出口5a与推力室冷却夹套的入口之间的连接管路上设置有推力室氢阀；推力室冷却夹套的出口接氢预压涡轮泵的入口3a，推力室冷却夹套的出口与氢预压涡轮泵的入口3a之间的连接管路上设置有推力室夹套音速喷嘴；氢预压涡轮泵的出口3b通过管路接氢预压涡轮音速喷嘴；
7.氧预压涡轮泵的出口4a接氧主涡轮泵的入口6a；氧主涡轮泵的出口6a通过管路分别接推力室氧气蚀管和氧预压涡轮泵的入口4a；氧主涡轮泵的出口6a与推力室氧气蚀管之间的连接管路上设置有推力室氧阀；氧主涡轮泵的出口6b通过管路接预燃室的入口2b，氧主涡轮泵的出口6b与预燃室的入口2b之间的连接管路上设置有预燃室氧阀；
8.预燃室的出口2a通过管路分别接氢主涡轮泵的入口5b和氧主涡轮泵的入口6b；氢主涡轮泵的出口5b通过管路接推力室燃气头腔，氢主涡轮泵的出口5b与推力室燃气头腔之
间的连接管路上设置有氢涡轮燃气喷嘴；氧主涡轮泵的出口6c通过管路接推力室燃气头腔，氧主涡轮泵的出口6c与推力室燃气头腔之间的连接管路上设置有氧涡轮燃气喷嘴；
9.推力室氧头腔、推力室燃气头腔和推力室氢头腔为设置在推力室头部的三个腔体。
10.在上述补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统中，实际工作时，液氢首先经过氢预压涡轮泵增压，再经过氢主涡轮泵增压，增压后高压液氢分为两路：第一路通过预燃室氢阀进入预燃室；第二路通过推力室氢阀进入推力室冷却夹套吸热，吸热后变为气氢，气氢经推力室夹套音速喷嘴进行节流，随后进入氢预压涡轮泵做功，做功后的低压气氢由氢预压涡轮音速喷嘴控制背压后进行排放；其中，进入第一路的高压液氢的量大于进入第二路的高压液氢的量。
11.在上述补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统中，实际工作时，液氧首先经过氧预压涡轮泵增压，再经过氧主涡轮泵增压，增压后的高压液氧分为三路：第一路通过推力室氧阀后由推力室氧气蚀管控制流量排放；第二路直接回流至氧预压涡轮泵做功，做功后与氧预压涡轮泵后液氧汇合再次进入氧主涡轮泵；第三路经过氧主涡轮泵的二级泵再次增压后通过预燃室氧阀进入预燃室；其中，进入第一路的高压液氧的量大于进入第二路和第三路的高压液氧的量。
12.在上述补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统中，预燃室内燃气分为两路分别进入氢主涡轮泵和氧主涡轮泵做功，做功后的燃气再分别通过氢涡轮燃气喷嘴和氧涡轮燃气喷嘴控制流量及压力后汇总进入推力室燃气头腔，最终通过推力室进行排放；其中，推力室氧头腔入口和推力室氢头腔入口进行封堵。
13.在上述补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统中，推力室，用于为氢预压涡轮泵提供气氢，为涡轮后燃气提供排放通道，同时作为发动机试验系统总装结构支撑件。
14.本发明具有以下优点：
15.(1)本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，采用推力室作为燃气排放装置，采用推力室冷却夹套加热泵后液氢，可以获取一定温度的气氢，为氢预压涡轮提供工作介质，降低了试验台提供高压气氢的难度，同时降低了试验台系统复杂程度及风险。另外，此系统起动过程与整机相似度更高，可以初步验证整机状态起动过程控制措施有效性。
16.(2)本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，采用推力室作为燃气排放装置，无需新增专门的燃气引出装置，降低了燃气引出装置风险及试验台装配难度。
17.(3)本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，在半系统试验系统中安装推力室，可以方便发动机系统总装各组件安装，无需额外设计推力室模拟器作为支撑结构，同时发动机半系统总装状态与全系统接近，可减少发动机总装状态变化。
18.(4)本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，可以充分获取发动机的组件特性及系统起动及关机特性。
附图说明
19.图1是本发明实施例中一种一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统的组成
示意图。
具体实施方式
20.为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。
21.本发明的核心思想之一在于：发动机动力循环系统为补燃循环，双涡轮泵并联方案。采用预燃室内燃气分别驱动发动机氢、氧主涡轮泵。发动机系统包含氢、氧预压涡轮泵，其中氢预压涡轮工作介质为气氢，氧预压涡轮工作介质为氧主泵后高压液氧。发动机液氢先后经过氢预压泵和氢主泵进行增压，增压后一路进入预燃室，另一路经过推力室夹套换热后进入氢预压涡轮做功，做功后气氢直接排放。发动机液氧分别经过氧预压泵和氧预压涡轮增压后分为三路，一路返回氧预压涡轮做功，一路直接排放，最后一路经过氧二级泵再次增压后进入预燃室，与预燃室内液氢混合燃烧产生燃气。燃气经氢、氧主涡轮做功后由推力室燃气腔进入推力室，通过喷管排放。推力室的氧头腔和气氢头腔进行封堵处理。预燃室前液氢路分别设置预燃室氢阀和预燃室氧阀，推力室氢路和推力室氧路分别设置推力室氢阀和推力室氧阀，用于发动机的起动关机控制。
22.如图1，在本实施例中，该补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，包括：推力室1、预燃室2、氢预压涡轮泵3、氧预压涡轮泵4、氢主涡轮泵5、氧主涡轮泵6、预燃室氢阀7、预燃室氧阀8、推力室氢阀9、推力室氧阀10、氢涡轮燃气喷嘴11、氧涡轮燃气喷嘴12、氢预压涡轮音速喷嘴13、推力室氧气蚀管14、推力室夹套音速喷嘴15和推力室燃气头腔17。其中，氢预压涡轮泵3的出口3a接氢主涡轮泵5的入口5a；氢主涡轮泵5的出口5a通过管路分别接预燃室2的入口2a和推力室1冷却夹套的入口；氢主涡轮泵5的出口5a与预燃室2的入口2a之间的连接管路上设置有预燃室氢阀7，氢主涡轮泵5的出口5a与推力室1冷却夹套的入口之间的连接管路上设置有推力室氢阀9；推力室1冷却夹套的出口接氢预压涡轮泵3的入口3a，推力室1冷却夹套的出口与氢预压涡轮泵3的入口3a之间的连接管路上设置有推力室夹套音速喷嘴15；氢预压涡轮泵3的出口3b通过管路接氢预压涡轮音速喷嘴13。氧预压涡轮泵4的出口4a接氧主涡轮泵6的入口6a；氧主涡轮泵6的出口6a通过管路分别接推力室氧气蚀管14和氧预压涡轮泵4的入口4a；氧主涡轮泵6的出口6a与推力室氧气蚀管14之间的连接管路上设置有推力室氧阀10；氧主涡轮泵6的出口6b通过管路接预燃室2的入口2b，氧主涡轮泵6的出口6b与预燃室2的入口2b之间的连接管路上设置有预燃室氧阀8。预燃室2的出口2a通过管路分别接氢主涡轮泵5的入口5b和氧主涡轮泵6的入口6b；氢主涡轮泵5的出口5b通过管路接推力室燃气头腔17，氢主涡轮泵5的出口5b与推力室燃气头腔17之间的连接管路上设置有氢涡轮燃气喷嘴11；氧主涡轮泵6的出口6c通过管路接推力室燃气头腔17，氧主涡轮泵6的出口6c与推力室燃气头腔17之间的连接管路上设置有氧涡轮燃气喷嘴12。推力室氧头腔16、推力室燃气头腔17和推力室氢头腔18为设置在推力室1头部的三个腔体。
23.其中，需要说明的是，出口3a、出口3b、入口2a、入口2b等均是为了便于描述，不应作为对本实施例中各结构件出口/入口数量的限制。
24.在本实施例中，实际工作时，液氢首先经过氢预压涡轮泵3增压，再经过氢主涡轮泵5增压，增压后高压液氢分为两路：第一路通过预燃室氢阀7进入预燃室2；第二路通过推力室氢阀9进入推力室1冷却夹套吸热，吸热后变为气氢，气氢经推力室夹套音速喷嘴15进
行节流，随后进入氢预压涡轮泵3做功，做功后的低压气氢由氢预压涡轮音速喷嘴13控制背压后进行排放；其中，进入第一路的高压液氢的量大于进入第二路的高压液氢的量。液氧首先经过氧预压涡轮泵4增压，再经过氧主涡轮泵6增压，增压后的高压液氧分为三路：第一路通过推力室氧阀10后由推力室氧气蚀管14控制流量排放；第二路直接回流至氧预压涡轮泵4做功，做功后与氧预压涡轮泵4后液氧汇合再次进入氧主涡轮泵6；第三路经过氧主涡轮泵6的二级泵再次增压后通过预燃室氧阀8进入预燃室2；其中，进入第一路的高压液氧的量大于进入第二路和第三路的高压液氧的量。预燃室2内燃气分为两路分别进入氢主涡轮泵5和氧主涡轮泵6做功，做功后的燃气再分别通过氢涡轮燃气喷嘴11和氧涡轮燃气喷嘴12控制流量及压力后汇总进入推力室燃气头腔17，最终通过推力室1进行排放；其中，推力室氧头腔16入口和推力室氢头腔18入口进行封堵。
25.在本实施例中，推力室1，用于为氢预压涡轮泵3提供气氢，为涡轮后燃气提供排放通道，同时作为发动机试验系统总装结构支撑件。
26.在本实施例中，在发动机氢主涡轮泵5和氧主涡轮泵6燃气路后分别设置氢燃气喷嘴11和氧燃气喷嘴12，通过两个燃气喷嘴能够保证预燃室2及氢主涡轮泵5氧主涡轮泵6工作在合适的压力及流量下，若不设置燃气喷嘴，涡轮后燃气直接进入推力室燃气头腔17，由于推力室1不进行点火，会导致涡轮背压过低，试验系统参数严重偏离发动机设计值。
27.在本实施例中，在推力室1冷却夹套后设置推力室夹套音速喷嘴15，该喷嘴可以降低进入氢预压涡轮泵3的气氢压力，进而提高氢预压涡轮泵3涡轮做功能力，弥补发动机推力室1内未点火，导致气氢温度偏低，做功能力不足的问题。
28.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。
29.本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。

技术特征：
1.一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，其特征在于，包括：推力室(1)、预燃室(2)、氢预压涡轮泵(3)、氧预压涡轮泵(4)、氢主涡轮泵(5)、氧主涡轮泵(6)、预燃室氢阀(7)、预燃室氧阀(8)、推力室氢阀(9)、推力室氧阀(10)、氢涡轮燃气喷嘴(11)、氧涡轮燃气喷嘴(12)、氢预压涡轮音速喷嘴(13)、推力室氧气蚀管(14)、推力室夹套音速喷嘴(15)、推力室氧头腔(16)、推力室燃气头腔(17)和推力室氢头腔(18)；氢预压涡轮泵(3)的出口3a接氢主涡轮泵(5)的入口5a；氢主涡轮泵(5)的出口5a通过管路分别接预燃室(2)的入口2a和推力室(1)冷却夹套的入口；氢主涡轮泵(5)的出口5a与预燃室(2)的入口2a之间的连接管路上设置有预燃室氢阀(7)，氢主涡轮泵(5)的出口5a与推力室(1)冷却夹套的入口之间的连接管路上设置有推力室氢阀(9)；推力室(1)冷却夹套的出口接氢预压涡轮泵(3)的入口3a，推力室(1)冷却夹套的出口与氢预压涡轮泵(3)的入口3a之间的连接管路上设置有推力室夹套音速喷嘴(15)；氢预压涡轮泵(3)的出口3b通过管路接氢预压涡轮音速喷嘴(13)；氧预压涡轮泵(4)的出口4a接氧主涡轮泵(6)的入口6a；氧主涡轮泵(6)的出口6a通过管路分别接推力室氧气蚀管(14)和氧预压涡轮泵(4)的入口4a；氧主涡轮泵(6)的出口6a与推力室氧气蚀管(14)之间的连接管路上设置有推力室氧阀(10)；氧主涡轮泵(6)的出口6b通过管路接预燃室(2)的入口2b，氧主涡轮泵(6)的出口6b与预燃室(2)的入口2b之间的连接管路上设置有预燃室氧阀(8)；预燃室(2)的出口2a通过管路分别接氢主涡轮泵(5)的入口5b和氧主涡轮泵(6)的入口6b；氢主涡轮泵(5)的出口5b通过管路接推力室燃气头腔(17)，氢主涡轮泵(5)的出口5b与推力室燃气头腔(17)之间的连接管路上设置有氢涡轮燃气喷嘴(11)；氧主涡轮泵(6)的出口6c通过管路接推力室燃气头腔(17)，氧主涡轮泵(6)的出口6c与推力室燃气头腔(17)之间的连接管路上设置有氧涡轮燃气喷嘴(12)；推力室氧头腔(16)、推力室燃气头腔(17)和推力室氢头腔(18)为设置在推力室(1)头部的三个腔体。2.根据权利要求1所述的补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，其特征在于，实际工作时，液氢首先经过氢预压涡轮泵(3)增压，再经过氢主涡轮泵(5)增压，增压后高压液氢分为两路：第一路通过预燃室氢阀(7)进入预燃室(2)；第二路通过推力室氢阀(9)进入推力室(1)冷却夹套吸热，吸热后变为气氢，气氢经推力室夹套音速喷嘴(15)进行节流，随后进入氢预压涡轮泵(3)做功，做功后的低压气氢由氢预压涡轮音速喷嘴(13)控制背压后进行排放；其中，进入第一路的高压液氢的量大于进入第二路的高压液氢的量。3.根据权利要求2所述的补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，其特征在于，实际工作时，液氧首先经过氧预压涡轮泵(4)增压，再经过氧主涡轮泵(6)增压，增压后的高压液氧分为三路：第一路通过推力室氧阀(10)后由推力室氧气蚀管(14)控制流量排放；第二路直接回流至氧预压涡轮泵(4)做功，做功后与氧预压涡轮泵(4)后液氧汇合再次进入氧主涡轮泵(6)；第三路经过氧主涡轮泵(6)的二级泵再次增压后通过预燃室氧阀(8)进入预燃室(2)；其中，进入第一路的高压液氧的量大于进入第二路和第三路的高压液氧的量。4.根据权利要求3所述的补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，其特征在于，预燃室(2)内燃气分为两路分别进入氢主涡轮泵(5)和氧主涡轮泵(6)做功，做功后的燃气再分别通过氢涡轮燃气喷嘴(11)和氧涡轮燃气喷嘴(12)控制流量及压力后汇总进入推力室燃
气头腔(17)，最终通过推力室(1)进行排放；其中，推力室氧头腔(16)入口和推力室氢头腔(18)入口进行封堵。5.根据权利要求4所述的补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，其特征在于，推力室(1)，用于为氢预压涡轮泵(3)提供气氢，为涡轮后燃气提供排放通道，同时作为发动机试验系统总装结构支撑件。

技术总结
本发明公开了一种补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，包括：推力室、预燃室、氢预压涡轮泵、氧预压涡轮泵、氢主涡轮泵、氧主涡轮泵、预燃室氢阀、预燃室氧阀、推力室氢阀、推力室氧阀、氢涡轮燃气喷嘴、氧涡轮燃气喷嘴、氢预压涡轮音速喷嘴、推力室氧气蚀管、推力室夹套音速喷嘴和推力室燃气头腔；氢预压涡轮泵经氢主涡轮泵、预燃室氢阀接预燃室，氧预压涡轮泵经氧主涡轮泵、预燃室氧阀接预燃室，预燃室分别经氢涡轮燃气喷嘴和氧涡轮燃气喷嘴后接推力室燃气头腔。本发明所述设定补燃循环氢氧火箭发动机半系统试验系统，能够降低半系统试验难度，提高试验安全性和可靠性。提高试验安全性和可靠性。提高试验安全性和可靠性。


技术研发人员：穆桐 郑孟伟 张箭 许晓勇 刘忠恕 巩岩博 刘畅 孙纪国 张卫红 郑大勇
受保护的技术使用者：北京航天动力研究所
技术研发日：2022.12.26
技术公布日：2023/6/3