全开式膨胀循环发动机的制作方法

1.本公开涉及一种全开式膨胀循环发动机，属于液体火箭发动机技术领域。


背景技术：

2.循环方式作为液体火箭发动机最重要的技术特点之一，直接决定了其性能高低、适用范围及相应技术方案。膨胀循环作为液体火箭发动机三大典型循环之一，与另外两种循环方式（燃气发生器循环、补燃循环）相比，具有一定优势。相比燃气发生器循环，作为闭式循环，一方面没有燃气发生器等复杂热力组件，另一方面没有未充分做功的燃气浪费，比冲性能较高。相比补燃循环，没有预燃室等复杂热力组件，结构简单。
3.尽管膨胀循环方式存在一定优势，但缺陷也较为明显。在该方式中，推进剂从冷却通道中吸热，然后驱动涡轮做功，最终进入燃烧室燃烧，相比燃气发生器产生的高温高压燃气而言，吸热后的推进剂做功能力有限，包括涡轮压比不宜过大、冷却剂出口温度低等，因此膨胀循环发动机室压较低，推力较小，因此其目前主要应用于运载火箭上面级中，无法在基础级或助推中使用。


技术实现要素：

4.本公开的目的是为了克服已有技术的缺陷，为了解决膨胀循环发动机推力较小的问题，提出一种全开式膨胀循环发动机。
5.本公开的目的是通过以下技术方案实现的。
6.第一方面，本公开提供一种全开式膨胀循环发动机，包括燃料泵、氧化剂泵、涡轮、冷却通道（6），经冷却通道（6）吸热的燃料分为两路，一路驱动涡轮做功后排入环境，一路进入推力室燃烧产生推力。
7.第二方面，本公开提供一种全开式膨胀循环发动机，包括燃料涡轮、燃料轴、燃料泵、燃料供应管路、燃料主阀、冷却通道、喷注器、燃烧室、喷管、氧化剂涡轮、氧化剂轴、氧化剂泵、氧化剂供应管路、氧化剂主阀；燃料泵，用于给燃料增压，通过燃料供应管路与燃料主阀连接；燃料主阀，起开关作用，通过燃料供应管路与冷却通道连接；冷却通道，用于冷却燃烧室、喷管，燃料经过冷却通道吸热后，一部分通过燃料供应管路直接进入喷注器中，另一部分驱动燃料涡轮做功，接着驱动氧化剂涡轮做功，最后排到环境中；燃料涡轮，通过燃料轴带动燃料泵旋转；氧化剂涡轮，经燃料供应管路连接在燃料涡轮的下游，通过氧化剂轴带动氧化剂泵转动；氧化剂泵，用于给氧化剂增压，通过氧化剂供应管路与氧化剂主阀连接；氧化剂主阀，起开关作用，通过氧化剂供应管路与喷注器连接；喷注器，将氧化剂和燃料高速喷注到燃烧室中；燃烧室，位于喷注器下游，将氧化剂和燃料高效混合并组织燃烧，产生高温高压燃气；喷管，位于燃烧室下游，用于将燃烧后的高温高压燃气高速喷出，产生推力。
8.有益效果本公开提供的全开式膨胀循环发动机，在保持膨胀循环发动机结构简单优势的前
提下，通过将经冷却通道吸热升温的燃料进行分流，一部分驱动涡轮做功，一部分进入推力室燃烧；并且将驱动涡轮做功后的燃料直接排放到环境中，不进入推力室，从两方面促进推力增大：一方面，由于环境压力低，可以大幅提升涡轮压比，直接提高涡轮的做功能力，从而增大推进剂流量；另一方面，由于进入喷注器的燃料不再经过涡轮，压力损失减小，可提升燃烧室压力，进而增加冷却通道出口温度以及喷管面积比，从而增大推进剂流量和海平面比冲。拓展了膨胀循环发动机的应用范围，使其可作为运载火箭芯级或助推级的主动力。
附图说明
9.图1为现有膨胀循环发动机结构示意图；图2为本公开实施例提供的全开式膨胀循环发动机结构示意图；图3为本公开实施例提供的全开式膨胀循环发动机结构示意图；图4为现有膨胀循环及本公开全开式膨胀循环发动机在室压不变情况下结果对比示意图；图5为本公开全开式膨胀循环发动机在室压提升情况下结果示意图；附图标记：1-燃料泵，2-燃料轴，3-燃料涡轮，4-燃料供应管路，5-燃料主阀，6-冷却通道，7-喷管，8-燃烧室，9-喷注器，10-氧化剂主阀，11-氧化剂供应管路，12-氧化剂涡轮，13-氧化剂轴，14-氧化剂泵，15-燃料分流阀，16-氧分流阀，20-涡轮，21-齿轮箱。
具体实施方式
10.以下将结合附图所示的具体实施方式对本公开进行详细描述。但这些实施方式并不限于本公开，本领域的普通技术人员根据这些实施方式所做出的结构、方法、或功能上的变换均包含在本公开的保护范围内。
11.在本公开的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本公开和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对公开的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”等的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本公开的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上，“若干个”的含义是一个或一个以上。
12.在本公开的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接，亦可以是信号连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以通过具体情况理解上述术语在本公开中的具体含义。
13.为对本公开实施例的目的、技术方案和优点进行说明，下面将结合本公开实施例中的附图，对本公开实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
14.如图1所示为现有膨胀循环发动机，燃料泵1对燃料增压后经管道输送至冷却通道，冷却通道对低温燃料加热后驱动涡轮20做功，涡轮20通过齿轮箱21带动燃料泵1和氧化
剂泵14工作，分别对燃料和氧化剂增压。该工作模式中，燃料从冷却通道中吸热，然后驱动涡轮做功，最终进入燃烧室燃烧，相比燃气发生器产生的高温高压燃气而言，吸热后的推进剂做功能力有限，包括涡轮压比不宜过大、冷却剂出口温度低等，因此膨胀循环发动机室压较低，推力较小。目前只能应用于运载火箭的上面级中，无法在基础级或助推中使用。
15.为解决现有膨胀循环发动机推力不高的问题，本公开提出一种全开式膨胀循环发动机，包括燃料泵（1）、氧化剂泵（14）、涡轮和冷却通道（6），经冷却通道（6）吸热的燃料分为两路，一路驱动涡轮做功后排入环境，一路进入推力室燃烧产生推力。
16.对图1所示膨胀循环发动机涡轮、泵的功率匹配关系建模如下：其中，p
t
、p
pf
、p
pox
分别代表涡轮功率、燃料泵功率、氧泵功率。为燃料总流量，为冷却通道出口压力，为涡轮入口燃料温度，为冷却通道出口燃料比热比，为冷却通道出口燃料压力和温度的函数，为冷却通道出口燃料气体常数，为涡轮压比，为涡轮效率；为燃烧室压力，为燃料喷注压降，为再生冷却压降，为泵入口压力，为液燃料密度，为燃料泵效率；为液氧流量，为液氧喷注压降，p
oxin
为氧泵入口压力，为液氧密度，为液氧泵效率。
17.对于膨胀循环发动机而言，由于冷却剂经过冷却通道，驱动涡轮做功后，最终进入燃烧室中。一方面，根据上式，燃料泵后压力（）是燃烧室压力若干倍，这导致涡轮功率p
t
一定情况下，燃料流量会较小。另一方面，这会导致涡轮压比较小，从而较小，最终导致涡轮功率p
t
有限，进一步限制了推进剂流量的增大。以上两个方面是导致膨胀循环发动机推力较小的原因。
18.基于上述分析，本公开通过将经冷却通道（6）吸热升温后的燃料分为两路，一路驱动涡轮做功后排入环境，一路进入燃烧室燃烧产生推力；避免上述因素相互制约，一方面，驱动涡轮做功的燃料直接排入环境中，利于提升涡轮压比，进而提升涡轮功率p
t
，从而提升燃料总流量，进而燃烧室压力提升；另一方面，进入喷注器的燃料不再经过涡轮，燃料主路流阻减小，压力损失减小，进而燃烧室压力提升。室压增大，一方面增强了冷却剂（燃料）与燃烧室的换热能力，冷却通道出口温度增加；而冷却通道出口温度的提升又进一步增
强了涡轮的做功能力，进而增大燃料流量；另一方面使喷管面积比增大，进而使海平面比冲增大；两方面共同促进了推力提升。并且燃烧室压力的变化不再影响涡轮压比，可以根据实际需要调整。
19.作为一种具体实现方式，如图2所示，两路流量通过管道粗细控制。
20.由冷却通道（6）出口流出的燃料通过两路管道的粗细配置分配各自的燃料流量，实现涡轮功率与海平面比冲的合理分配，取得更好的推力提升效果。较优的，驱动涡轮做功的燃料通道管径与进入推力室燃烧的燃料通道管径比为1：2.04。在该配比下，推进剂做功较大，海平面比冲损失较小，推力较大。
21.作为一种具体实现方式，如图2所示，涡轮为2个，分别为驱动燃料泵1工作的燃料涡轮3和驱动氧化剂泵14工作的氧化剂涡轮12，驱动涡轮做功的燃料依次流经燃料涡轮3和氧化剂涡轮12。
22.将一个涡轮带动两个泵工作的模式改为由2个涡轮分别驱动各自的泵工作，一方面降低两个泵的工作耦合度，提升可靠性；另一方面便于分别控制两个涡轮工作。
23.作为一种具体实现方式，如图3所示，燃料涡轮3并联燃料分流阀15，用于调节驱动燃料涡轮3做功的燃料流量；和/或，氧化剂涡轮12并联氧分流阀16，用于调节驱动氧化剂涡轮12做功的燃料流量。
24.具体的，燃料分流阀15可采用流量调节器或者节流阀；氧分流阀16可采用流量调节器或者节流阀。
25.通过加装与涡轮并联的分流阀，在发动机工作过程中可以实时对其流量进行调节，进而调节推力；同时，由于采用并联而非串联方式，可使1、流路的总流阻更小；2、降低对分流阀的要求；3、使分流阀更容易控制。
26.图3为本公开提供的一种全开式膨胀循环发动机，包括燃料涡轮3、燃料轴2、燃料泵1、燃料供应管路4、燃料主阀5、冷却通道6、喷注器9、燃烧室8、喷管7、氧化剂涡轮12、氧化剂轴13、氧化剂泵14、氧化剂供应管路11、氧化剂主阀10。
27.燃料泵1，用于给燃料增压，通过燃料供应管路4与燃料主阀5连接；燃料主阀5，起开关作用，通过燃料供应管路4与冷却通道6连接；冷却通道6，用于冷却燃烧室8、喷管7，燃料经过冷却通道6吸热后，一部分通过燃料供应管路4直接进入喷注器9中，另一部分驱动燃料涡轮3做功，接着驱动氧化剂涡轮12做功，最后排到环境中；燃料涡轮3，通过燃料轴2带动燃料泵1旋转；氧化剂涡轮12，经燃料供应管路4连接在燃料涡轮3的下游，通过氧化剂轴13带动氧化剂泵14转动；氧化剂泵14，用于给氧化剂增压，通过氧化剂供应管路11与氧化剂主阀10连接；氧化剂主阀10，起开关作用，通过氧化剂供应管路11与喷注器9连接；喷注器9，将氧化剂和燃料高速喷注到燃烧室8中，使其雾化；燃烧室8，位于喷注器9下游，将氧化剂和燃料高效混合并组织燃烧，产生高温高压燃气；喷管7，位于燃烧室8下游，将燃烧后的高温高压燃气高速喷出，产生推力。
28.通过将燃料主阀5设于冷却通道前端，对燃料管路进行通断控制。对所有燃料经冷却通道加热，一方面可有效提升燃烧室冷却效果，另一方面因液体燃料吸热气化可大幅提升燃料压力，进而提升分流后驱动涡轮做功的效率和燃烧效率，从而提升推力。将经冷却通道吸热升温的燃料进行分流，一部分驱动涡轮做功，一部分进入推力室燃烧；并且将驱动燃料涡轮和氧化剂涡轮的燃料直接排放到环境中，不进入推力室，从两方面促进推力增大：一
方面，由于环境压力低，可以大幅提升涡轮压比（涡轮入口压力与出口压力的比值），直接提高涡轮的做功能力，从而增大推进剂流量；另一方面，由于进入喷注器的燃料不再经过涡轮，压力损失减小，可提升燃烧室压力，对于芯级发动机而言，进一步可提高喷管面积比（喷管出口压力近似不变，室压越大，喷管面积比越大），从而一定程度上提高海平面比冲，最终上述两方面均导致推力增大（推力=流量
×
海平面比冲）。
29.在上述实施例的基础上，燃料涡轮3并联燃料分流阀15，用于调节驱动燃料涡轮3做功的燃料流量；和/或，氧化剂涡轮12并联氧分流阀16，用于调节驱动氧化剂涡轮12做功的燃料流量。
30.具体的，燃料分流阀15可采用流量调节器或者节流阀。氧分流阀16可采用流量调节器或者节流阀。
31.燃料分流阀15，能够调节驱动燃料涡轮3的燃料流量，进一步调节燃料涡轮3的功率，从而实现推力调节。氧化剂分流阀16，能够调节驱动氧化剂涡轮12的燃料流量，进一步调节氧化剂涡轮12的功率，从而实现推力调节。
32.进一步的，经过燃料泵1的燃料为低温推进剂。优选为液氢或者液甲烷。推进剂采用液氢或者液甲烷，符合环保理念，一方面不对环境造成污染，另一方面由于其无毒无污染，不会对工作人员带来安全威胁。
33.进一步的，燃料泵1和/或氧化剂泵14可采用离心泵。
34.综上所述，本公开通过对全部通过冷却通道的推进剂分成两路，分别驱动涡轮做功和进入燃烧室燃烧，极大提高了膨胀循环发动机的推力，拓展了膨胀循环发动机的应用范围，可作为运载火箭芯级或助推级的主动力。
35.实验验证为了验证本公开提出的新循环方式发动机的有益效果，将全开式膨胀循环发动机和膨胀循环发动机进行对比。
36.如图4所示，在同等输入、二者室压均为3.28情况下，各关键节点数值如图中所示。可以看出，在室压等同的情况下，由于部分推进剂浪费，导致全开式膨胀循环发动机比冲略微低一些。但由于涡轮压比可大幅增大（1.59增大到8），涡轮功率大幅增加，全开式膨胀循环发动机的流量是膨胀循环发动机的8.2倍（全开式膨胀循环发动机149.79kg/s，闭式膨胀循环发动机18.28kg/s），因此推力亦达到了膨胀循环的8倍以上（全开式膨胀循环发动机493.2kn，闭式膨胀循环发动机60.2kn）。
37.如图5所示，为在图4基础上，将全开式膨胀循环发动机室压提升后的各关键节点状态参数分布示意图。可以看出，在室压由3.28mpa提升至10mpa后，喷管面积比由4.28提升至9.54，比冲由327.1s提升至366.5s，涡轮压比从8增大致8.7，流量亦进一步由149.79kg/s提升至180.84kg/s，最终推力由493.2kn提升至671.9kn。同时，由于在冷却通道后进行了分流，全部燃料均通过冷却通道，因此可以满足各种工况下的冷却需求。
38.上述结果表面，本公开提出的全开式膨胀循环发动机能够取得较大的推力提升效果，且并没有减小冷却剂流量而牺牲冷却效果。
39.为了说明本公开的内容及实施方式，本说明书给出了具体实施例。在实施例中引入细节的目的不是限制权利要求书的范围，而是帮助理解本公开所述内容。本领域的技术人员应理解：虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立
的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施方式中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。并且在不脱离本公开及其所附权利要求的精神和范围内，对最佳实施例步骤的各种修改、变化或替换都是可能的。因此，本公开不应局限于最佳实施例及附图所公开的内容。