[0001] 本发明涉及亚轨道多用途运载器技术领域，具体涉及一种亚轨道多用途运载器变推力发动机系统。

[0002] 亚轨道多用途运载器的形式多样，包括垂直起降/水平起降载人可重复使用运载火箭、临近空间亚轨道高超声速飞行器、摆渡飞行器、科学试验综合飞行平台。亚轨道多用途运载器主要用于地面回收复用、临近空间军民多用途平台物资投送、二级及上面级飞行器摆渡、真实环境科学试验飞行平台以及载人观光旅行飞行器等。

[0003] 传统的航天运载火箭主要用于轨道载荷发射以及探月、探火等深空探测任务等，均为一次性使用，工作过程中始终以最大推力状态工作，而亚轨道多用途运载器需要在地面至临近空间完成水平或垂直起飞、加速、高度调整、姿态调整、多次关机/开机、减速降落/返回等多种复杂飞行任务；此外，针对军事用途，还存在弹道突跃、大机动转弯、加速追击、逃逸等特殊飞行任务。这些新型任务需求对动力提出了全新的大范围变推力工作能力要求，而这是传统运载火箭定推力发动机所完全不具备的能力。

[0004] 实现亚轨道多用途运载器多用途、可重复使用飞行需解决宽范围变工况系统匹配、多次点火、多次起动、大范围高精度快响应推力控制等，这些都是传统定推力发动机完全不具备的功能。只有解决了这些瓶颈技术，才能支撑我国亚轨道多用途运载器多用途、可重复使用飞行尽早应用。

[0005] 然而，亚轨道多用途运载器尚未实施，正处于关键技术攻关与试验当中，如何实现宽范围变工况系统匹配、多次点火、多次起动、大范围高精度快响应推力控制等这些关键问题，目前尚无很好的解决方案。

[0034] 为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

[0035] 实施例1

[0036] 本发明的一种亚轨道多用途运载器变推力发动机系统，如图1‑5所示：

[0037] 一级火箭发动机组，如图2所示，包括多组并联的一级火箭发动机；

[0038] 二级火箭发动机组，如图3所示，包括多组并联的二级火箭发动机；二级火箭发动机的推力量级小于一级火箭发动机；

[0039] 一级推进剂调节控制系统，如图5所示，通过第一氧化剂泵和第一燃料泵向多组一级火箭发动机分别进行氧化剂及燃料增压供应；第一氧化剂泵和第一燃料泵通过燃气涡轮增压，增压后的氧化剂及燃料均分为两路，分别进入燃气涡轮的燃气发生器和一级火箭发动机，并均通过调节器调节流量；

[0040] 二级推进剂调节控制系统，如图4所示，通过第二氧化剂泵和第二燃料泵向多组二级火箭发动机分别进行氧化剂及燃料增压供应；第二氧化剂泵和第二燃料泵通过电机驱动，增压后的氧化剂及燃料进入二级火箭发动机；

[0041] 点火控制系统，通过多组火炬点火器，采用火花塞点火分别对多组一级火箭发动机进行点火；采用火花塞点火分别对多组二级火箭发动机进行点火；

[0042] 起动控制系统，通过氮气吹起起动燃气涡轮；

[0043] 吹除控制系统，引入氮气通过控制阀对工作后的燃料路和氧化剂路的残留进行吹除。

[0044] 其中，如图5所示，一级推进剂调节控制系统包括：第一氧化剂泵、第一燃料泵依次与燃气涡轮安装在同一根轴上，通过第一氧化剂泵前阀向第一氧化剂泵引入氧化剂；第一氧化剂泵的输出分为两路，一路分别向多组一级火箭发动机供应氧化剂，另一路通过氧副阀进入燃气发生器；每组一级火箭发动机均通过一级氧化剂调节器调节氧化剂流量，并通过第一氧主阀送入第一火箭发动机内；第一氧主阀通过第一氧化剂排放控制阀连通有氧化剂排放管道；

[0045] 通过第一燃料泵前阀向第一燃料泵引入燃料；第一燃料泵的输出分为两路，一路分别向多组一级火箭发动机供应燃料，另一路通过燃料副阀进入燃气发生器；每组一级火箭发动机均通过一级燃料调节器调节燃料流量，并通过第一燃料主阀送入第一火箭发动机内；第一燃料主阀通过燃料排放控制阀连通有燃料排放管道。

[0046] 其中，如图4所示，二级推进剂调节控制系统包括：第二氧化剂泵、第二燃料泵依次与电机连通，通过第二氧化剂泵前阀向第二氧化剂泵引入氧化剂；第二氧化剂泵分别通过一组二级氧化剂调节器器和第二氧主阀向每组二级火箭发动机提供氧化剂；第二氧主阀通过第二氧化剂排放控制阀连通有氧化剂排放管道；

[0047] 通过第二燃料泵前阀向第二燃料泵引入燃料；第二燃料泵分别通过一组二级燃料调节器和第二燃料主阀向每组二级火箭发动机提供燃料；第二燃料主阀通过第二燃料排放控制阀连通有燃料排放管道。

[0048] 其中，每组火炬点火器的点火系统，包括第一氮气供应源；第一氮气供应源连通有第一电爆阀，并分流且分别连通有氧化剂高压贮箱和燃料高压贮箱；氧化剂高压贮箱分别通过点火器氧阀和第一分配器进入火炬点火器；燃料高压贮箱分别通过点火器燃阀和第二分配器进入火炬点火器。

[0049] 其中，起动控制系统包括第二氮气供应源；第二氮气供应源依次通过第二电爆阀和起动控制阀将氮气送入燃气涡轮。

[0050] 其中，吹除控制系统包括低压吹除系统和高压吹除系统，如图3所示；

[0051] 低压吹除系统包括第一燃料吹除控制阀、第二燃料吹除控制阀、第一氧化剂吹除控制阀和第二氧化剂吹除控制阀；第一氮气供应源分别通过第一燃料吹除控制阀和第二燃料吹除控制阀将氮气分别送入多个第一燃料主阀和第二燃料主阀；第一氮气供应源分别通过第一氧化剂吹除控制阀和第二氧化剂吹除控制阀将氮气分别送入多个第一氧化剂主阀和第二氧化剂主阀；

[0052] 高压吹除系统包括若干个控制电磁阀，与第一氮气供应源连通，并分别与氧副阀、第一氧化剂泵前阀、第二氧化剂泵前阀、第一氧主阀、第二氧主阀、第一氧化剂排放控制阀、第二氧化剂排放控制阀、第一燃料泵前阀、第二燃料泵前阀、燃料副阀、第一燃料主阀、第二燃料主阀、燃料排放控制阀连通。

[0053] 本实施例中：

[0054] 一级火箭发动机组、二级火箭发动机组采用四台大推力发动机、四台小推力发动机可实现起飞、加速、高度调整、姿态调整、多次关机/开机、减速降落/返回等多种复杂飞行任务以及弹道突跃、大机动转弯、加速追击、逃逸等特殊军事用途。

[0055] 一级火箭发动机组与二级火箭发动机组各自采用独立的泵系统，可实现多台同步、宽范围调节。这是由于如果采用一套泵，氧化剂泵、燃料泵的流量变比达到二十余倍，且扬程匹配很困难；且调节器的流量与压力匹配也很困难，型线设计复杂，很难实现宽范围流量调节与压力匹配。

[0056] 一级火箭发动机组采用火炬点火器方案，且采用与主火箭发动机推进剂相同的氧化剂及燃料，减少了推进剂种类，降低了系统复杂程度；二级火箭发动机组、一级火箭发动机组的燃气发生器、一级火箭发动机组的燃气发生器均采用采用火花塞点火方案。采用上述组合点火方案，避免了烟火点火方案下数量庞大的烟火点火器，可实现多次可重复点火。

[0057] 采用氮气吹气起动的发动机起动方案，避免了火药起动方案下数量庞大的火药起动器，避免了起动箱起动方案下复杂的反向充填过程及其不确定性等。采用氮气吹气起动方案是一种相对简单的折中方案，系统结构简单、可靠性提高，可实现多次起动。

[0058] 一级火箭发动机组的四路氧化剂分别采用四台氧化剂调节器对流量进行调节；四路燃料分别采用四台燃料调节器对流量进行调节。通过一级火箭发动机组每台推力室氧化剂及燃料流量的匹配调节，实现飞行过程中的复杂多变的变推力调节控制需求。采用该方案，当发生故障时一台或多台发动机点火失败、未能建压时其它火箭发动机仍然可正常工作；此外，在多台发动机同步工作的情况下，由于系统流阻特性、燃烧效率等存在差异，造成多背压不一致。采用本专利的分路调节控制方案，即可实现每台火箭发动机的调节控制，不会影响其它火箭发动机的正常工作。

[0059] 一级火箭发动机组、二级火箭发动机组、发生器、点火器的氧化剂及燃料入口均设置控制阀，用于实现推进剂的通/断控制，可实现开机时刻的精确控制。

[0060] 关机时发生器控制阀先推力室控制阀动作，首先关闭副系统的推进剂供应，以减小主路关机水击。泵前设置燃料隔离阀，用于非工作段使发动机内腔与推进剂贮箱隔绝。

[0061] 关机时首先关闭副系统氧化剂阀门，燃气发生器富燃关机，再关闭燃料副阀，切断副系统功率输入，发动机功率快速下降。氧化剂主阀、燃料主阀设计为自动关闭方案，当氧主阀、燃料主阀前压力下降至一定水平时，阀门自动关闭，可有效减少关机时的水击现象。

[0062] 在氧化剂及燃料主阀前设置排放出口，并在排放出口上设置排放控制阀，通过排放控制阀控制排放过程的实施。发动机第一次起动前，对氧化剂及燃料路实施排放，排出管道内腔中的空气；二次或多次起动前，对氧化剂及燃料路进行排放，降低泵结构及推进剂温度，防止二次起动时推进剂在泵腔中汽化。

[0063] 推进剂主阀及副阀前分别设置单向阀，确保发动机工作时推进剂不会通过吹除口向外泄漏。一级推力室的氧化剂主阀、氧化剂副阀共用一路吹除氮气，设置一台吹除控制阀；一级推力室燃料主阀、燃料副阀共用一路吹除氮气，设置一台吹除控制阀。同样，二级推力室分别设置氧化剂吹除氮气及其控制阀、燃料吹除氮气及其控制阀。

[0064] 以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。