燃烧室抽气循环液体火箭发动机的制作方法
1.本发明属于火箭动力系统技术领域，具体为燃烧室抽气循环液体火箭发动机。
背景技术：
2.现存燃气发生器循环液体火箭发动机主要部件有：燃气发生器及附件、推力室以及涡轮泵。其中燃气发生器相当于一个小型液体火箭发动机，需要设置专门的阀门、管路、喷注器、燃烧室以及点火器等，结构复杂且可靠性较差。
3.因此，针对以上现状，迫切需要提供燃烧室抽气循环液体火箭发动机，以克服当前实际应用中的不足。
技术实现要素：
4.针对上述情况，为克服现有技术的缺陷，本发明提供燃烧室抽气循环液体火箭发动机，从燃烧室内直接取出燃气并通过喷注冷却降温以驱动涡轮泵，能够大幅降低结构重量和生产成本，具有结构简单、重量轻、可靠性高等优点。
5.为实现上述目的，本发明提供如下技术方案：燃烧室抽气循环液体火箭发动机，所述燃烧室抽气循环液体火箭发动机包括：
6.发动机主体，所述发动机主体包括涡轮泵和燃烧室，所述涡轮泵和燃烧室之间通过燃气导管连接，且涡轮泵上还设置有氧化剂入口、燃料入口、涡轮集气环以及涡轮喷嘴；
7.主轴，所述主轴转动安装于涡轮泵内，所述主轴上还安装有燃料泵叶轮、涡轮和氧泵叶轮，所述氧泵叶轮位于氧化剂入口一端，燃料泵叶轮位于燃料入口一端。
8.优选的，所述燃烧室上还设置有多组喷注冷却喷嘴。
9.优选的，还包括用于在燃烧室内取出高压燃气的燃烧室抽气口。
10.优选的，所述燃烧室抽气口内设置有调节阀，通过调整燃烧室抽气调节阀的开度，可以调整流经涡轮泵的燃气流量，主轴和叶轮的转速也随之改变，从而实现推进剂流量的调整和推力的调节。
11.优选的，所述主轴的两端分别通过第一轴承和第二轴承转动安装于涡轮泵内。
12.优选的，所述主轴与涡轮泵之间还设置有第二动密封系统和第一动密封系统，通过第二动密封系统和第一动密封系统的配合设置，能够提高密封性。
13.优选的，还包括涡轮废气管，所述涡轮废气管安装于涡轮泵上，且涡轮废气管与涡轮泵连通，用于排出涡轮12废气。
14.优选的，所述第一轴承设置有四组。
15.优选的，所述第二轴承设置有两组。
16.优选的，所述主轴采用高强度材料制成。
17.与现有技术相比，本发明的有益效果是：
18.涡轮使用共主轴驱动两个泵，使得燃料和氧化剂的流量和扬程始终成比例，便于系统的稳定和推力调节，并可极大减少研发调试周期；
19.直接从燃烧室取出燃气驱动涡轮，省去了燃气发生器及对应的附件，极大地简化了结构；
20.整个系统只有燃烧室需要点火，避免了多个点火器造成的点火不同步等问题，简化了系统工作流程并提高了可靠性；
21.通过调整燃烧室抽气调节阀的开度，可以调节燃气流量，因流经调节阀的燃气流量较小，所需的作动器功率也较小，利于系统的响应速度和自动化控制。
附图说明
22.附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。
23.在附图中：
24.图1为本发明实施例的结构示意图。
25.图2为本发明实施例的局部放大图。
26.图中：1-发动机主体，2-燃烧室抽气口，3-喷注冷却喷嘴，4-氧化剂入口，5-氧泵叶轮，6-第一动密封系统，7-第一轴承，8-燃料入口，9-第二动密封系统，10-燃料泵叶轮，11-第二轴承，12-涡轮，13-主轴，14-涡轮废气管，15-调节阀，16-燃气导管，17-涡轮集气环，18-涡轮喷嘴。
具体实施方式
27.下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例；基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
28.请参阅图1和图2，本发明实施例提供的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，所述燃烧室抽气循环液体火箭发动机包括：
29.发动机主体1，所述发动机主体1包括涡轮泵和燃烧室，所述涡轮泵和燃烧室之间通过燃气导管16连接，且涡轮泵上还设置有氧化剂入口4、燃料入口8、涡轮集气环17以及涡轮喷嘴18；
30.主轴13，所述主轴13转动安装于涡轮泵内，所述主轴13上还安装有燃料泵叶轮10、涡轮12和氧泵叶轮5，所述氧泵叶轮5位于氧化剂入口4一端，燃料泵叶轮10位于燃料入口8一端。
31.在本发明的实施例中，氧化剂和燃料通过氧化剂入口4和燃料入口8进入涡轮泵内，流经叶轮后再经过喷注器，并在燃烧室内燃烧，小部分燃烧产物通过燃烧室侧面开口和燃气导管16进入涡轮泵驱动涡轮12旋转，并带动氧泵和燃料泵使推进剂增压并进一步提升内压强，大部分高温燃气最终由燃烧室出口高速喷出产生推力。
32.在本发明的一个实施例中，请参阅图1，所述燃烧室上还设置有多组喷注冷却喷嘴3。
33.在本实施例中，通过多组喷注冷却喷嘴3的设置，能够降低燃气温度。
34.在本发明的一个实施例中，请参阅图1，还包括用于在燃烧室内取出高压燃气的燃
烧室抽气口2；
35.所述燃烧室抽气口2内设置有调节阀15。
36.在本实施例中，燃烧室抽气口2抽取的高压燃气通过燃气导管16导入涡轮集气环17内，通过涡轮喷嘴18能够改变方向，通过调整燃烧室抽气调节阀15的开度，可以调整流经涡轮泵的燃气流量，主轴13和叶轮的转速也随之改变，从而实现推进剂流量的调整和推力的调节。
37.在本发明的一个实施例中，请参阅图1和图2，所述主轴13的两端分别通过第一轴承7和第二轴承11转动安装于涡轮泵内；
38.所述主轴13与涡轮泵之间还设置有第二动密封系统9和第一动密封系统6。
39.在本实施例中，通过第二动密封系统9和第一动密封系统6的配合设置，能够提高密封性，避免气体泄漏。
40.在本发明的一个实施例中，请参阅图1，还包括涡轮废气管14，所述涡轮废气管14安装于涡轮泵上，且涡轮废气管14与涡轮泵连通，用于排出涡轮12废气。
41.在本发明的一个实施例中，请参阅图1和图2，所述第一轴承7设置有四组，能够提高主轴13转动时的稳定性。
42.在本发明的一个实施例中，请参阅图1和图2，所述第二轴承11设置有两组，能够提高主轴13转动时的稳定性。
43.在本发明的一个实施例中，请参阅图1，所述主轴13采用高强度材料制成；能够提高发动机的使用寿命，且主轴13及其他部件均采用耐高温材料。
44.在本实施例中，为实现两泵转速一致或某种稳定的转速比例关系，可以通过柔性联轴器或齿轮、皮带轮或磁力联轴器等方案进行；
45.为降低流经涡轮的燃气温度，可采用换热器等方案，在此不作具体限定。
46.工作原理：氧化剂和燃料通过氧化剂入口4和燃料入口8进入涡轮泵内，流经叶轮后再经过喷注器，并在燃烧室内燃烧，小部分燃烧产物通过燃烧室侧面开口和燃气导管进入涡轮泵驱动涡轮12旋转(此小部分燃气驱动涡轮12后经由涡轮废气管14排出)，并带动氧泵和燃料泵使推进剂增压并进一步提升燃烧室内压强，大部分高温燃气最终由燃烧室出口高速喷出产生推力；涡轮使用共主轴驱动两个泵，使得燃料和氧化剂的流量和扬程始终成比例，便于系统的稳定和推力调节，并可极大减少研发调试周期；直接从燃烧室取出燃气驱动涡轮12，省去了燃气发生器及对应的附件，极大地简化了结构；整个系统只有燃烧室需要点火，避免了多个点火器造成的点火不同步等问题，简化了系统工作流程并提高了可靠性；通过调整燃烧室抽气调节阀的开度，可以调节燃气流量，因流经调节阀的燃气流量较小，所需的作动器功率也较小，利于系统的响应速度和自动化控制。
47.需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。
48.尽管已经示出和描述了本发明的实施例，对于本领域的普通技术人员而言，可以
理解在不脱离本发明的原理和精神的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由所附权利要求及其等同物限定。
技术特征：
1.燃烧室抽气循环液体火箭发动机，包括发动机主体(1)，所述发动机主体(1)包括涡轮泵和燃烧室，所述涡轮泵和燃烧室之间通过燃气导管(16)连接，且涡轮泵上还设置有氧化剂入口(4)、燃料入口(8)、涡轮集气环(17)以及涡轮喷嘴(18)，其特征在于，还包括：主轴(13)，所述主轴(13)转动安装于涡轮泵内，所述主轴(13)上还安装有燃料泵叶轮(10)、涡轮(12)和氧泵叶轮(5)，所述氧泵叶轮(5)位于氧化剂入口(4)一端，燃料泵叶轮(10)位于燃料入口(8)一端。2.根据权利要求1所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室上还设置有多组喷注冷却喷嘴(3)。3.根据权利要求1所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，还包括用于在燃烧室内取出高压燃气的燃烧室抽气口(2)。4.根据权利要求3所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述燃烧室抽气口(2)内设置有调节阀(15)。5.根据权利要求1所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述主轴(13)的两端分别通过第一轴承(7)和第二轴承(11)转动安装于涡轮泵内。6.根据权利要求1所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述主轴(13)与涡轮泵之间还设置有第二动密封系统(9)和第一动密封系统(6)。7.根据权利要求1所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，还包括涡轮废气管(14)，所述涡轮废气管(14)安装于涡轮泵上，且涡轮废气管(14)与涡轮泵连通，用于排出涡轮(12)废气。8.根据权利要求5所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述第一轴承(7)设置有四组。9.根据权利要求5所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述第二轴承(11)设置有两组。10.根据权利要求1所述的燃烧室抽气循环液体火箭发动机，其特征在于，所述主轴(13)采用高强度材料制成。
技术总结
本发明涉及火箭动力系统技术领域，且公开了燃烧室抽气循环液体火箭发动机，包括：发动机主体，所述发动机主体包括涡轮泵和燃烧室，所述涡轮泵和燃烧室之间通过燃气导管连接，且涡轮泵上还设置有氧化剂入口、燃料入口、涡轮集气环以及涡轮喷嘴；主轴，所述主轴转动安装于涡轮泵内，所述主轴上还安装有燃料泵叶轮、涡轮和氧泵叶轮；本发明使用共轴主轴驱动两个泵，使得燃料和氧化剂的流量和扬程始终成比例，便于系统的稳定和推力调节，并可极大减少研发调试周期，直接从燃烧室取出燃气驱动涡轮，极大地简化了结构，整个系统只有燃烧室需要点火，避免了多个点火器造成的点火不同步等问题，简化了系统工作流程并提高了可靠性。简化了系统工作流程并提高了可靠性。简化了系统工作流程并提高了可靠性。
