技术领域
[0001] 本
发明涉及一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统，属于液体运载
火箭发动机技术领域。
背景技术
[0002] 上面级是指在
基础级火箭或重复使用运载器上面增加的相对独立的一级或多级火箭，工作段通常已经进入地球轨道，可将一个或多个
航天器直接送入预定工作轨道或预定空间
位置。上面级的任务模式介于运载器与航天器之间，兼具运载器与航天器的技术特点；工作时间可以达到数小时、数天乃至数月，经历与航天器相近的空间环境；发动机需要多次启动，任务模式多，任务适应性强；与卫星等航天器相比，上面级发动机推
力大，同时要求轨道机
动能力强。
[0003] 上面级可以直接发射航天器精确入轨或大幅节省变轨时间。月球和火星探测任务需要开展大量月球轨道及月面着陆试验验证工作，需要将各种星、船等航天器直接送入环月轨道，均对上面级应用提出明确需求。深空探测任务采用上面级可以减少运载火箭末级入轨的重量，与大型火箭组合后可以大幅提高运载能力。
[0004] 上面级具备长期在轨、可多次启动和适应多任务的能力，是空间试验平台的最佳选择，基础级运载火箭加上面级的组合平台可为各类空间试验及武器平台提供一种成本相对低廉的解决方案。基于上面级技术基础的多次启动、空间机动、长期在轨维持能力，在特殊时期其任务、功能可扩展，可满足进入和控制空间的需要。
[0005] 上面级要求其发动机必须具备如下能力：(一)比冲高；(二)多次起动能力；(三)空间可长期贮存。
[0006] 液氧甲烷发动机兼具氢氧发动机和液氧
煤油发动机的综合优点，除了具有无毒无污染外，还具有如下技术优势：(一)甲烷适用于膨胀循环发动机，能自身起动，易于实现发动机多次起动；(二)甲烷和液氧沸点低，可用于贮箱自生
增压，从而简化火箭和上面级增压输送系统；(三)性能较高，甲烷是性能最高的
碳氢
燃料，其比冲性能仅次于液氢。液氧甲烷推进剂组合理论比冲仅低于氢氧组合，高于液氧
煤油组合。液氧甲烷推进剂组合的
密度比冲低于液氧煤油组合，高于氢氧组合。液氧甲烷推进剂组合，具有较高的性能。(四)使用维护方便，甲烷的维护使用条件与液氧基本相同。甲烷结焦
温度为950K，比煤油高389K，对于现有结构材料甲烷作为再生冷却剂优于煤油，不结焦。碳氢燃料燃气普遍有积碳倾向，但甲烷积碳较少。甲烷和液氧沸点分别为112K和90K，容易
蒸发，试车后仅需要相对简单的吹除处理，不需要繁琐复杂的后处理程序。发动机能够“重复使用、一机多试”。(五)低成本，甲烷来源广泛、价格低廉。甲烷来源广泛，
液化天然气(LNG)的甲烷含量高达到99％以上，可直接做推进剂使用，使用维护性和安全性较好。液态甲烷来源于
液化天然气(LNG)和固态天然气
水合物(可燃
冰)。地球上广泛存在着几乎是纯甲烷的天然气水合物资源，估算资源量为2×13
10 吨油当量，比目前地球上常规
化石燃料储量的2倍还多。此外，甲烷推进剂经济性好，液态甲烷成本是液氢的约1/60，是煤油的1/3。(六)空间可贮存，液氧和甲烷属于空间可贮存推进剂。甲烷和液氧沸点分别为112K和90K，接近空间温度，属于空间可贮存推进剂，更易实现推进剂的空间长期贮存。甲烷和液氧两种推进剂使用维护温度相当，可采用共底贮箱，贮箱间无需特殊的绝热措施，可以有效简化贮箱结构设计。
[0007] 冷战以后，特别是进入20世纪以来，无毒无污染、高性能且价格低廉已成为液体火箭发动机研制的主流，未来航天动力的发展趋势对安全性、使用维护性、经济性以及动力系统对多任务的适应能力都提出了更高的要求。液氧甲烷发动机具有空间可贮存、性能较高、易于多次起动和重复使用、使用维护方便、经济性好及无毒无污染等优点，是未来航天动力的发展方向之一。美国、俄罗斯、欧洲、日本和韩国等国家都相继开展了液氧甲烷发动机技术研究，但尚未实现真正工程应用。其中较为典型的是：(1)2004年美国普·惠公司进行了RL10发动机改液氧甲烷膨胀循环发动机的系统方案研究，发动机采用
泵压式膨胀循环系统方案，
真空推力97.86kN，真空比冲353.2s，推力室压力3.45MP，普·惠公司认为液氧甲烷膨胀循环发动机是未来空间推进和深空探测用可多次起动和重复使用发动机的理想方案。(2)俄罗斯化学自动化设计局(KBkhA)将多种现有发动机改为液氧甲烷发动机进行了热试车研究。1998年将RD-0110液氧煤油
燃气发生器循环发动机改造为液氧甲烷发动机，代号为RD-0110M，并进行了系统热试车，发动机推力245kN；2013年化学自动化设计局(KBkhA)将RD-0146D氢氧膨胀循环发动机改造后进行了6次液氧甲烷发动机试验，总工作时间约200秒；2005年俄罗斯化学机械设计局(KBKhM)与欧洲合作，将氢氧富燃补燃循环发动机11D56改造为KVD-1发动机进行首次液氧甲烷热试车。(3)2019年8月，SpaceX公司的全流量液氧甲烷补燃循环发动机Raptor搭载Starhooper
原型机成功进行了飞行测试，Raptor发动机推力
3000kN，室压30MPa，已经基本具备工程应用条件。
[0008] 国内的液氧甲烷火箭发动机都尚处于研发阶段，此前完全没有开展液氧甲烷推进剂组合方式的泵压闭式膨胀循环发动机研究，因此长期以来一直处于技术空白，亟需开展相关研究工作以缩小与国外技术差距。
发明内容
[0009] 本发明的技术解决问题是：克服
现有技术的不足，提供一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统。
[0010] 本发明的技术解决方案是：
[0011] 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统，包括推进剂供应系统、
点火系统和推力室；
[0012] 所述推进剂供应系统包括甲烷供应系统和液氧供应系统；甲烷供应系统对来自外部液甲烷贮箱的低温液甲烷进行增压处理后提供给推力室；液氧供应系统对来自外部液氧贮箱的低温液氧进行增压处理后提供给推力室；点火系统位于推力室头部，在控制系统控制下点火，引燃进入推力室的液氧和甲烷，产生的高温燃气从推力室喷口喷出，产生推力。
[0013] 推进剂供应系统包括甲烷主
阀、氧主阀、甲烷
涡轮泵、氧
涡轮泵、甲烷泵前阀、氧泵前阀和氧泄出阀、甲烷泄出阀；
[0014] 甲烷涡轮泵的泵前管路通过甲烷泵前阀与外部液甲烷贮箱连接，泵后管路与推力室冷却夹套入口连接；甲烷涡轮泵的涡轮入口与推力室冷却夹套出口连接，甲烷涡轮泵的涡轮出口与氧涡轮泵的涡轮入口连接，氧涡轮泵的涡轮出口通过甲烷主阀与推力室甲烷头腔连接；氧涡轮泵的泵前端管路通过氧泵前阀与外部液氧贮箱连接，泵后管路通过氧主阀与推力室氧头腔连接；
[0015] 甲烷涡轮泵的泵后管路上设置有甲烷泄出阀，用于发动机起动前和关机后液甲烷的泄出；氧涡轮泵的泵后管路上设置有氧泄出阀，用于发动机起动前和关机后液氧的泄出。
[0016] 所述推进剂供应系统还包括第一孔板和第二孔板，第一孔板安装于氧涡轮泵的泵后管路上，用于调节氧路流量；第二孔板安装于甲烷涡轮泵的泵后管路上，用于调节甲烷路流量。
[0017] 在甲烷涡轮泵的涡轮旁路上设置有第一音速
喷嘴，用于调节进入甲烷涡轮泵涡轮的流量。
[0018] 在氧涡轮泵的涡轮旁路上设置有第二音速喷嘴，用于调节进入氧涡轮泵涡轮的流量。
[0019] 点火系统包括火炬点火器、氧气瓶和甲烷气瓶；
[0020] 氧气瓶通过氧气管路与火炬点火器的氧腔集合器连接，氧气管路上设置有氧点火阀，甲烷气瓶通过甲烷管路与火炬点火器的甲烷腔集合器连接，甲烷管路上设置有甲烷点火阀；火炬点火器的头部设置有用于点火的
火花塞，火花塞通过电
开关控制，实现点火介质的引燃。
[0021] 上面级发动机系统还包括氧路吹除系统和甲烷路吹除系统，在发动机关机时，氧路吹除系统用于吹除推进剂供应系统及推力室中的残余氧，甲烷路吹除系统用于吹除推进剂供应系统及推力室中的残余甲烷。
[0022] 一种膨胀循环液氧甲烷上面级发动机系统的实现方法，步骤如下：
[0023] (1)发动机预冷起动阶段，液甲烷充填至甲烷主阀前，液甲烷
汽化产物经甲烷泄出阀泄出；在甲烷涡轮泵泵后管路至甲烷主阀这一容腔内，液甲烷与系统管路和推力室冷却夹套进行热交换而达到某一个平衡温度，为起动涡轮的工质提供一定的初始
焓，与此同时，液氧充填至氧主阀前，液氧汽化产物经氧泄出阀泄出；当发动机满足预冷起动温度和压力条件后，关闭甲烷泄出阀和氧泄出阀；火炬点火器点火，打开甲烷主阀和氧主阀，在贮箱压力下，进入推力室内具有一定热焓的气甲烷与进入推力室的液氧点燃，进行低压、低混合比燃烧，形成的高温燃气使推力室冷却夹套内的甲烷温度
加速上升，进而驱动甲烷涡轮泵和氧涡轮泵涡轮的
能量增加，涡轮起动加速，经历一段时间的起动加速过程，发动机转入主级工况。
[0024] (2)在主级工况下推力室内甲烷从冷却身部入口集合器进入冷却夹套，对推力室身部进行冷却，同时吸收热量变为气甲烷，由身部出口集合器流出，作为驱动甲烷涡轮泵和氧涡轮泵的工质；气态甲烷顺序流过甲烷涡轮泵的涡轮和氧涡轮泵的涡轮，并汇入推力室甲烷头腔，均流分配后经推力室
喷注器的甲烷喷嘴后进入
燃烧室；与此同时，液氧经氧涡轮泵增压，进入推力室的液氧头腔，均流分配后经推力室喷注器的液氧喷嘴后进入燃烧室；气甲烷和液氧在燃烧室内充分混合，经火炬点火器点燃后，生成高温燃气，高温燃气经燃烧室和喷管延伸段充分膨胀后高速喷出。
[0025] (3)当发动机接收到关机指令后，先打开甲烷泄出阀降低发动机工况，之后关闭甲烷主阀，甲烷涡轮泵和氧涡轮泵的涡轮失去了驱动
能源后转速迅速下降，再打开氧泄出阀，泄出管路中的液氧，随后关闭氧主阀；在甲烷主阀和氧主阀关闭时，分别开启推力室甲烷路、氧路吹除系统，使推进剂尽快从推力室排出，发动机实现程序关机。
[0026] 与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：
[0027] (1)本发明采用液氧和液甲烷作为推进剂组合，液氧甲烷组合兼具氢氧和液氧煤油的综合优点：1)绿色无污染，液氧、甲烷和他们的燃烧产物均无毒无污染；2)性能较高，液氧甲烷推进剂组合的理论比冲仅低于氢氧组合，高于液氧煤油组合，同时液氧甲烷推进剂组合的密度比冲低于液氧煤油组合，高于氢氧组合；3)空间可贮存，甲烷和液氧沸点分别为112K和90K，接近空间温度，属于空间可贮存推进剂，更易实现推进剂的空间长期贮存；4)使用维护方便，甲烷的使用维护条件与液氧基本相同。甲烷结焦温度为950K，比煤油高389K，作为再生冷却剂相较于煤油不易结焦、作为推进剂相较于煤油燃烧积碳更少。甲烷和液氧沸点沸点低、易蒸发，试车后仅需要相对简单的吹除处理，不需要繁琐复杂的后处理程序，发动机能够“重复使用、一机多试”。5)来源广泛、目前液态甲烷主要来源于液化天然气(LNG)和固态天然气水合物(可燃冰)，地球上广泛存在着几乎是纯甲烷的天然气水合物资源，估算资源量为2×1013吨油当量，比目前地球上常规化石燃料储量的2倍还多；6)低成本，甲烷推进剂经济性好，液态甲烷成本是液氢的1/60，是煤油的1/3。液化天然气中的甲烷含量达到99％以上，可直接使用。
[0028] (2)本发明采用闭式膨胀循环系统方案，系统简单、固有可靠性高、比冲性能高、易于实现多次起动。再生冷却夹套提供的气甲烷作为涡轮工质，发动机系统中不需要设置独立的起动系统便可以实现发动机的多次自身起动，系统原理简单、固有可靠性高。气甲烷驱动涡轮后全部进入推力室燃烧室内与液氧充分混合进行燃烧，中间过程中没有推进剂或其产物的排放和浪费，能量得到充分利用，没有系统性能损失，理论比冲最高。相对于燃气发生器循环方案，采用膨胀循环方案可减小比冲损失约11s(30％)。
[0029] (3)本发明采用泵压式系统方案，系统简单，结构
质量小。相较于
挤压式系统，泵压式系统方案不需要设置高压推进剂贮箱、辅助增压气瓶或高压换热器等增压输送系统，对于发动机长时间工作推进剂耗量较大的系统来说是优选方案。
[0030] (4)本发明涡轮泵采用液氧和甲烷双涡轮泵方案，避免了采用同轴单涡轮泵方案迁就甲烷泵的高转速而使用笨重的
齿轮箱。
[0031] (5)本发明系统可实现自身起动和多次起动，甲烷沸点低、易蒸发、
热容较高，冷却性能较好，作为再生冷却剂吸热后变为气体，适用于膨胀循环发动机，可以有效简化发动机系统构成、提高可靠性，发动机自身起动，易于实现发动机的多次起动。
[0032] (6)本发明系统可实现自生增压，发动机可以从再生冷却夹套出口引出高压气甲烷，
调温减压后，对外部液甲烷贮箱进行增压；从液氧泵后引出高压液氧，通过
蒸发器将液氧
气化，调压后，对外部液氧贮箱进行增压。对推进剂贮箱进行自生增压，可大大简化火箭和上面级增压输送系统。
[0033] (7)本发明系统可实现箱压空载模式和泵空载模式工作，发动机自身起动与自生增压相结合，可以衍生出能够空载模式工作的液氧甲烷发动机。除了主级工作模式外，发动机能够以箱压空载(1～1.5％额定推力)和泵空载(5～25％额定推力)模式工作，实现贮箱推进剂沉底和发动机低工况工作，可简化上面级贮箱沉底火箭系统，降低结构重量，提升任务运载能力。
附图说明
[0034] 图1为本发明组成示意图。
具体实施方式
[0035] 本发明提供一种泵压闭式膨胀循环上面级发动机系统，主要包括推进剂供应系统、点火系统和推力室1。推进剂供应系统包括甲烷供应系统和液氧供应系统；甲烷供应系统对来自外部贮箱的低温液甲烷进行增压处理后提供给推力室1；液氧供应系统对来自外部贮箱的低温液氧进行增压处理后提供给推力室1；点火系统位于推力室1头部，在控制系统控制下点火，引燃进入推力室1的液氧和甲烷，产生的高温燃气从推力室喷口喷出，产生推力。
[0036] 推力室1主要由甲烷头腔、液氧头腔、喷注器以及推力室身部(燃烧室)组成；同时，身部入口集合器、出口集合器和推力室身部(燃烧室)共同组成了冷却夹套；液氧涡轮泵和甲烷涡轮泵泵采用基本相同的方案，主要由涡轮、泵和轴系组成。
[0037] 如图1所示，推进剂供应系统包括甲烷主阀2、氧主阀3、甲烷涡轮泵4、氧涡轮泵5、甲烷泵前阀6、氧泵前阀7和氧泄出阀11、甲烷泄出阀12；甲烷涡轮泵4的泵前管路通过甲烷泵前阀6与外部液甲烷贮箱连接，泵后管路与推力室冷却夹套入口连接；甲烷涡轮泵4的涡轮入口与推力室冷却夹套出口连接，甲烷涡轮泵4的涡轮出口与氧涡轮泵5的涡轮入口连接，氧涡轮泵5的涡轮出口通过甲烷主阀2与推力室甲烷头腔连接；氧涡轮泵5的泵前端管路通过氧泵前阀7与外部液氧贮箱连接，泵后管路通过氧主阀3与推力室氧头腔连接。甲烷涡轮泵4的泵后管路上设置有甲烷泄出阀12，用于发动机起动前和关机后液甲烷的泄出；氧涡轮泵5的泵后管路上设置有氧泄出阀11，用于发动机起动前和关机后液氧的泄出。
[0038] 推进剂供应系统还包括第一孔板13和第二孔板14，第一孔板13安装于氧涡轮泵5的泵后管路上，用于调节氧路流量；第二孔板14安装于甲烷涡轮泵4的泵后管路上，用于调节甲烷路流量。第一孔板13和第二孔板14能精准控制过流流量以实现发动机混合比控制。
[0039] 在甲烷涡轮泵4的涡轮旁路上设置有第一音速喷嘴8，用于调节进入甲烷涡轮泵4涡轮的流量。在氧涡轮泵5的涡轮旁路上设置有第二音速喷嘴9，用于调节进入氧涡轮泵5涡轮的流量。音速喷嘴能精准控制涡轮工质流量以实现发动机的推力控制。
[0040] 点火系统包括火炬点火器10、氧气瓶和甲烷气瓶；氧气瓶通过氧气管路与火炬点火器10的氧腔集合器连接，氧气管路上设置有氧点火阀，甲烷气瓶通过甲烷管路与火炬点火器10的甲烷腔集合器连接，甲烷管路上设置有甲烷点火阀；火炬点火器10的头部设置有用于点火的
半导体火花塞，由一套独立的供配电激励装置提供点火能量。半导体火花塞通过电开关控制，实现点火介质的引燃。
[0041] 上面级发动机系统还包括氧路吹除系统和甲烷路吹除系统，在发动机关机时，氧路吹除系统用于吹除推力室中的残余氧，甲烷路吹除系统用于吹除推力室中的残余甲烷。
[0042] 本发明发动机推进剂为自生增压方式。外部液氧贮箱增压气为氧气。从发动机液氧泵后，引出高压液氧，通过位于涡轮后的蒸发器将液氧气化，调压后引入外部液氧贮箱进行增压。外部液甲烷贮箱增压气为甲烷。从氧涡轮出口，引出高压气甲烷，与甲烷泵后引出的一小股液甲烷混合后，经减压后，再引入外部甲烷贮箱进行增压。
[0043] 本发明实现过程如下：
[0044] (1)发动机点火前首先进行甲烷和液氧的浸泡预冷，以节省推进剂。点火起动前进行排放预冷，预冷至发动机起动条件。
[0045] 发动机预冷起动阶段，液甲烷充填至甲烷主阀2前，液甲烷汽化产物经甲烷泄出阀12泄出；在甲烷涡轮泵4泵后管路至甲烷主阀2这一容腔内，液甲烷与系统管路和推力室1冷却夹套进行热交换而达到某一个平衡温度，为起动涡轮的工质提供一定的初始焓，与此同时，液氧充填至氧主阀3前，液氧汽化产物经氧泄出阀11泄出；当发动机满足预冷起动温度和压力条件后，关闭甲烷泄出阀12和氧泄出阀11；火炬点火器10点火，打开甲烷主阀2和氧主阀3，在贮箱压力下，进入推力室1内具有一定热焓的气甲烷与进入推力室1的液氧点燃，进行低压、低混合比燃烧，燃气使推力室1的冷却夹套的温度增加，气甲烷驱动甲烷涡轮泵和氧涡轮泵涡轮的能量增加，涡轮起动加速，经历一段时间的起动加速过程，发动机转入主级工况。
[0046] (2)如图1所示，在主级工况下推力室1内甲烷从再生冷却身部入口集合器进入再生冷却夹套，对推力室身部进行冷却，同时吸收热量变为气甲烷，由身部出口集合器流出，作为驱动甲烷涡轮泵和氧涡轮泵的工质；气态甲烷顺序流过甲烷涡轮泵4的涡轮和氧涡轮泵5的涡轮，并汇入推力室1甲烷头腔，均流分配后经推力室喷注器的甲烷喷嘴喷出最终进入燃烧室；与此同时液氧经氧涡轮泵增压，进入推力室1的液氧头腔，均流分配后经推力室喷注器的液氧喷嘴喷出进入燃烧室；气甲烷和液氧在燃烧室内充分混合，经火炬点火器点燃后，生成高温燃气，高温燃气经燃烧室和喷管延伸段充分膨胀后高速喷出。
[0047] (3)如图1所示，当发动机接收到关机指令后，先打开甲烷泄出阀12降低发动机工况，之后关闭甲烷主阀2，甲烷涡轮泵和氧涡轮泵的涡轮失去了驱动能源后转速迅速下降，再打开氧泄出阀11，泄出管路中的液氧，随后关闭氧主阀3；在甲烷主阀2和氧主阀3关闭时，分别开启推力室甲烷路、氧路吹除系统，使推进剂尽快从推力室排出，发动机实现程序关机。
[0048] 发动机主级工况工作时：在推力室内，液甲烷逆向流入推力室身部入口集合器，然后进入冷却夹套对推力室身部(燃烧室)进行冷却保护，防止其烧蚀；同时液甲烷在再生冷却通道内吸收燃烧室传递过来的热量获取焓值，由液态转化为气态甲烷；气甲烷由推力室身部出口集合器汇流流出。
[0049] 流出推力室身部集合器后，气甲烷先后流经甲烷涡轮泵和液氧涡轮泵。在涡轮泵内，气甲烷驱动涡轮高速旋转，之后从涡轮出口流出。由于共轴关系，涡轮也同时带动泵高速转动，使得液氧和液甲烷在泵的出口处获得很高的压力。气甲烷在涡轮做功完成从涡轮出口流出后，进入推力室甲烷头腔，经喷注器的甲烷喷嘴进入燃烧室，与液氧喷嘴喷出雾化的液氧充分混合燃烧，燃烧产生的高温燃气经燃烧室膨胀扩张高速向后喷出，发动机产生推力。
[0050] 本发明液氧和甲烷供应系统均设置有音速喷嘴和孔板等调节元件，各调节元件相互独立、各自调节。调节元件用于有效地补偿推进剂或燃气的压力损失，调整控制两路推进剂的流量。
[0051] 本发明甲烷泵前阀6和氧泵前阀7为
球阀，甲烷主阀2和氧主阀3、甲烷泄出阀12和氧泄出阀11均为菌阀，甲烷泵前阀6、氧泵前阀7、甲烷主阀2、氧主阀3、甲烷泄出阀12和氧泄出阀11采用气控方案，由控制
电磁阀控制。
[0052] 本发明发动机采用闭式循环系统，即整个工作过程中，全部的推进剂都经过充分燃烧经推力室喷出，无低效的排放及浪费，能量得以充分利用。因此，在其它条件相同的情况下，本系统原理方案中的发动机的理论比冲性能最高。
