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2吨推力液氧甲烷重复使用发动机

北京航空航天大学 宇航学院

在可重复使用运载器的设计过程中,需要解决的关键技术包括:支撑着陆器结构设计,热防护结构设计,可重复使用发动机结构设计,运载能力设计等。发动机设计作为关键技术之一,使用无毒、无污染、来源广、价格低、高性能的推进剂,实现其可重复使用成为必然趋势。研究表明,液氧甲烷发动机是未来可重复使用运载器较好的动力选择。推力室作为液体火箭发动机的重要组件,研制高燃烧效率、高可靠性的推力室是可重复使用发动机技术的关键步骤之一。


2吨推力液氧甲烷重复使用发动机采用泵压式推进剂供应系统,循环方式采用燃气发生器循环。燃烧室压力5MPa,推进剂混合比3.0,喷管出口压力0.6atm,用Rocket Propulsion Analysis(RPA)软件进行热力计算,结果得到发动机理论比冲2850.80m/s,特征速度1860.04m/s,喷管扩张比10.0,燃气比热比1.2。

         为使头部结构简单,并具有较高的燃烧效率,采用离心式喷注器和三心顶盖,形成“三底两腔”的结构形式。喷注单元选用双组元内混合同轴离心式喷嘴,喷注面板选用平面型,可使流量强度和混合比沿燃烧室横截面分布相对均匀,从而获得较高的燃烧室冲量效率。推力室采用中心火炬式点火,可实现推力室多次点火启动,点火器装配在头部中央的孔座上。设计圆筒形燃烧室、双圆弧形喷管收敛段、钟形喷管扩张段,扩张段分别设计双圆弧喷管和最大推力喷管两种造型。推力室身部冷却采用再生冷却和屏蔽冷却结合的方式,设计铣槽式冷却通道,燃料甲烷作为冷却剂从喷管尾部引入,沿冷却通道流入推力室头部。燃料从喷注面板边区的直流喷孔喷出后在燃烧室内壁形成稳定气膜起到内冷却的效果。

预估推力室可重复使用154次

发动机采用泵压式燃气发生器循环方式。在确定了发动机主要性能参数并初步给出各组件效率的基础上,完成了发动机的系统平衡计算,得到发动机的各项参数如表 1。

表 1 发动机设计参数

参数名称 参数值 参数名称 参数值

地面推力 19.6kN 燃料泵效率 0.61

单次工作时间 180s 发动机地面比冲 2624.36m/s

寿命 50次 推力室氧化剂流量 5.421kg/s

推力室室压 5MPa 推力室燃料流量 1.806kg/s

推力室混合比 3.0 燃气发生器氧化剂流量 0.054kg/s

燃气发生器压力 4MPa 燃气发生器燃料流量 0.187kg/s

燃气发生器混合比 0.29 氧化剂泵流量 5.475kg/s

燃烧室效率 0.98 燃料泵流量 1.993kg/s

喷管效率 0.97 氧化剂泵出口压力 8MPa

涡轮效率 0.4 燃料泵出口压力 10MPa

氧化剂泵效率 0.66 涡轮流量 0.241kg/s


(1)涡轮泵总体参数

根据火箭发动机总体要求,涡轮泵参数如表1所示。

表1 涡轮泵参数

参数名称 参数值

涡轮入口滞止温度(K)866.81

涡轮入口滞止压强(MPa)4

涡轮出口压强(MPa) 0.15

甲烷泵流量(kg/s) 1.99

甲烷泵入口压力(MPa) 0.4

甲烷泵出口压力(MPa) 10

液氧泵流量(kg/s) 5.47

液氧泵入口压力(MPa) 0.4

液氧泵出口压力(MPa) 8

(2)转子方案选择

由于发动机总体没有变推力要求,所以使用结构简单且易于控制的单转子方案[1]。

(3)工作转速选择

根据同类发动机设计经验,选择工作转速为35000r/min。

(4)涡轮泵布局选择

由于本文中的燃料泵和氧化剂泵的入口压力均为0.4MPa,出口压力均未超过10MPa,为了改善燃料泵和氧化剂泵的入口条件,提高泵的抗气蚀能力,使用涡轮居中、泵背靠背的布局方案。

(5)涡轮泵设计结果

通过对涡轮泵的设计及三维建模,完成涡轮泵装配如图1所示。

   

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