技术领域
[0001] 本
发明涉及火箭基组合循环发动机领域，具体地说，涉及一种火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统。
背景技术
[0002] 合理可靠的推进剂供应系统不仅是发动机正常工作的根本保障，同时也是减小发动机消极
质量，提高发动机比冲的有效手段。火箭基组合循环发动机将
火箭发动机以及
冲压发动机集成在同一流道内，有效提高了发动机比冲及推重比，是未来最具前景的空天
飞行器动
力装置。火箭基组合循环发动机工作过程经历引射、亚燃、超燃、纯火箭多个模态，不同工作模态下推进剂供应系统工作参数差别很大，要求推进剂供应系统具有大范围调节能力。
[0003] 采用发动机推进剂一体化供应系统，能简化火箭基组合循环发动机系统结构，降低结构重量，有效增大发动机总体性能。火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统需兼顾火箭基组合循环发动机主火箭推进剂以及二次冲压流道
燃料供应需求。其中火箭基组合循环发动机主火箭推进剂为
煤油/液
氧，二次燃料为
煤油。引射模态时，火箭基组合循环发动机主火箭大流量高室压工作，二次燃料小流量工作；亚燃及超燃模态，火箭基组合循环发动机主火箭关闭或小流量工作，二次燃料大流量工作；纯火箭模态，火箭基组合循环发动机大流量高室压工作，二次燃料关闭。这就造成了全模态工作火箭基组合循环发动机整个推进剂供应系统液氧流量大范围变化，煤油流量则由于火箭与二次燃料共同工作而变化不大，导致整个系统氧燃比大幅变化。并且火箭和二次补燃两个供应子系统背压差别大，与火箭基组合循环发动机主火箭室压大幅度变化不同的是，二次补燃冲压流道压力低，变化范围小，两者变化趋势完全不同。因此，火箭基组合循环发动机多模态推进剂供应系统设计难点在于，一是发动机推进剂供应系统氧燃比需大范围调节，二是供应子系统背压差别大，变化不均衡，系统调节复杂。根据某两级入轨第一级火箭基组合循环发动机系统要求，在整个工作过程中，火箭基组合循环发动机供应系统液氧流量变化比高达11，煤油流量变化比仅为1.35，整个供应系统氧燃比变化高达10.3，火箭推进剂与二次燃料供应系统背压变化达10倍以上。
[0004] 针对全模态火箭基组合循环一体化推进剂供应系统设计难点，美国的基于Strutjet支板火箭的液氢/液氧火箭基组合循环发动机采用混合循环的方式。在引射冲压模态，供应系统采用补燃循环方式，富燃预燃室燃气驱动液氢
泵涡轮后进入冲压流道补燃，富氧预燃室驱动液氧泵涡轮后进入主火箭补燃，在亚燃以及超燃模态，Strutjet主火箭关闭，仅冲压发动机工作，由于冲压流道压力较低此时发动机采用膨胀循环。在文献“Scramjet Propulsion”([M]，AIAA,2011:697-755)中使用了煤油/液氧补燃循环方案，采用串并联主泵形式获得大范围调节能力，引射模态时,供应系统选用传统的补燃循环模式，亚燃及超燃模态液氧流量较小时，则关闭液氧一级泵，仅由液氧二级泵工作。文献“基于分级燃烧循环的RBCC推进剂供应系统研究”《( 西北工业大学学报》，2015)。通常基于火箭发动机的大推力补燃循环系统研制技术难度大，采用含火箭发动机补燃循环的混合循环系统则结构更复杂。而且Strutjet方案中膨胀循环仅适用于液氧液氢发动机，并不适用于液氧煤油发动机。
现有技术中的串并联泵方案，技术
风险大，研制难度大，研制成本高。
发明内容
[0005] 为了避免现有技术存在的不足，本发明提出一种火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统。
[0006] 本发明解决其技术问题所采用的技术方案是:火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统，由液氧路供应系统、煤油路供应系统、燃气系统组成，液氧路供应系统为发动机提供
氧化剂，煤油路供应系统为发动机提供燃料，燃气系统为涡轮提供驱涡燃气，其特征在于，液氧路供应系统包括液氧贮箱、液氧预压泵、液氧主泵、流量调节
阀、
节流阀、
喷注器、液氧管路，液氧贮箱与液氧预压泵、液氧主泵通过液氧管路连接，
增压后液氧管路分为两路，一路经液氧主路节流阀和喷注器后进入主火箭，一路经液氧副系统流量调节阀和喷注器后进入
燃气发生器，其中液氧主路节流阀采用并联开断式结构，在引射及冲压段进行管路切换以增加系统调节范围；
[0007] 煤油路供应系统由煤油贮箱、煤油预压泵、煤油主泵、流量调节阀、喷注器、煤油管路组成，煤油贮箱与煤油预压泵、煤油主泵通过煤油管路连接，经煤油主泵后分为三路，一路经煤油主路节流阀和喷注器后进入主火箭，一路经煤油副系统流量调节阀和喷注器后进入燃气发生器，一路经二次燃料流量调节阀、喷注器后进入冲压流道；
[0008] 燃气系统包括燃气发生器、节流阀、液氧泵涡轮、煤油泵涡轮、减速箱、控制作动器、燃气管路，燃气发生器生成的燃气分别经节流阀进入液氧泵涡轮与煤油泵涡轮，驱涡后乏气通过节流阀和喷注器进入冲压流道进行补燃；液氧主泵由液氧泵涡轮通过
转子带动，液氧预压泵由液氧泵涡轮经减速箱减速后通过转子带动，煤油主泵由煤油泵涡轮通过转子带动，煤油预压泵由煤油泵涡轮经减速箱减速后通过转子带动，控制作动器安装在液氧泵涡轮前燃气节流阀处和二次燃料流量调节阀处控制。
[0009] 液氧路供应系统与煤油路供应系统依燃气发生器对称布置。
[0010] 有益效果
[0011] 本发明提出的火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统，由液氧路供应系统、煤油路供应系统、燃气系统组成，液氧路供应系统为发动机提供氧化剂，煤油路供应系统为发动机提供燃料，燃气系统为涡轮提供驱涡燃气；液氧路供应系统与煤油路供应系统依燃气发生器对称布置。供应系统以结构简单的燃气发生器循环系统为基本结构形式，将驱涡燃气排入低压力的冲压流道进行补燃，形成结构较为简单，性能较优的火箭基组合循环发动机补燃循环系统，且该系统具有大范围调节能力，同时满足火箭基组合循环发动机主火箭推进剂及火箭基组合循环发动机二次燃料供应需求。火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统提高了
能量利用率与火箭基组合循环发动机性能；可用于宽包线多模态RBCC发动机系统集成。
附图说明
[0012] 下面结合附图和实施方式对本发明一种火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统作进一步详细说明。
[0013] 图1为引射纯火箭模态时供应系统图。
[0014] 图2为亚燃超燃模态时供应系统图。
[0015] 图中:
[0016] 1.液氧贮箱 2.流量调节阀 3.煤油贮箱 4.煤油预压泵 5.喷注器 6.冲压流道 7.主火箭 8.节流阀 9.液氧主泵 10.液氧泵涡轮 11.煤油泵涡轮 12.煤油主泵 13.减速箱 14.燃气发生器 15.液氧预压泵 17.控制作动器
具体实施方式
[0017] 本
实施例是一种火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统。
[0018] 参阅图1、图2，本实施例火箭基组合循环发动机推进剂一体化供应系统,针对某两级入轨第一级火箭基组合循环发动机结构，搭建了推进剂一体化供应系统仿真模型。整个系统由液氧路供应系统，煤油路供应系统以及燃气系统组成。其中液氧路供应系统为发动机提供氧化剂，煤油路供应系统为发动机提供燃料，燃气系统为涡轮提供驱涡燃气；液氧路供应系统与煤油路供应系统依燃气发生器对称布置。
[0019] 液氧路供应系统包括液氧贮箱1、液氧预压泵15、液氧主泵9、流量调节阀2、节流阀8、喷注器5、液氧管路，液氧贮箱1与液氧预压泵15、液氧主泵9通过液氧管路连接,增压后液氧管路分为两路，一路经液氧主路节流阀8和喷注器5后进入发动机主火箭7，一路经液氧副系统流量调节阀2和喷注器5后进入燃气发生器14；其中液氧主路节流阀8采用并联开断式结构，在引射及冲压段进行管路切换以增加系统调节范围。煤油路供应系统由煤油贮箱3、煤油预压泵4、煤油主泵12、流量调节阀2及煤油管路组成；煤油贮箱3与煤油预压泵4、煤油主泵12通过煤油管路连接,经煤油主泵后分为三路，一路经煤油主路节流阀8和喷注器5后进入发动机主火箭7，一路经煤油副系统流量调节阀2和喷注器5后进入燃气发生器14，一路经二次燃料流量调节阀及喷注器5后进入冲压流道6；控制作动器17安装在煤油副系统流量调节阀2处控制。燃气系统包括燃气发生器14、节流阀8、液氧泵涡轮10、煤油泵涡轮11、减速箱13、燃气管路，燃气发生器14生成燃气分为两路，燃气发生器14生成的燃气分别经节流阀
8进入液氧泵涡轮10与煤油泵涡轮11，驱涡后乏气通过节流阀8和喷注器5进入冲压流道6进行补燃。液氧主泵由液氧泵涡轮10通过转子带动，液氧预压泵15由液氧泵涡轮10经减速箱
13减速后通过转子带动，煤油主泵12由煤油泵涡轮11通过转子带动，煤油预压泵4由煤油泵涡轮11经减速箱13减速后通过转子带动，控制作动器17安装在液氧泵涡轮10前燃气节流阀
8处和二次燃料流量调节阀2处控制。
[0020] 工作过程:
[0021] 本实施例中，液氧贮箱1中的液氧经液氧预压泵15及液氧主泵9增压后分别进入火箭基组合循环发动机主火箭7以及燃气发生器14，以满足火箭基组合循环发动机主火箭及燃气发生器氧化剂需求；煤油贮箱3中的煤油经煤油预压泵4及煤油主泵12增压后分别进入火箭基组合循环发动机主火箭7、燃气发生器14以及冲压流道6，以满足火箭基组合循环发动机主火箭、燃气发生器以及冲压流道燃料需求；燃气发生器14生成的驱涡燃气分别驱动两涡轮做功，驱涡后乏气进入冲压流道6补燃。系统由三个控制作动器17控制，分别为液氧及煤油副系统流量调节阀2处控制作动器，液氧泵涡轮10前燃气节流阀8处控制作动器以及二次燃料流量调节阀2处控制作动器。通过液氧及煤油副系统流量调节阀2处控制作动器17及液氧泵涡轮10前燃气节流阀8处控制作动器17对进入液氧泵涡轮10及煤油泵涡轮11的驱涡燃气量进行调节控制，从而改变涡轮做功能力，由功率平衡原理可知，涡轮做功能力的改变会导致各泵转速及各泵流量发生改变，继而实现系统流量及氧燃比的调节；二次燃料煤油的流量调节则通过调节二次燃料流量调节阀2处控制作动器17实现。
[0022] 对模型进行仿真分析，表1为仿真结果。
[0023] 表1
[0024]
[0025] 从表中可看出，该系统具有液氧流量调节比11.2，供应系统氧燃比调节比10.3，主火箭和二次流道压力变化10倍的大范围调节能力，同时可满足火箭基组合循环发动机主火箭推进剂及火箭基组合循环发动机二次补燃燃料供应需求。
