CN112628018B - 大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法，以解决现有液体火箭发动机起动方式存在的起动品质较差，所需起旋功率较大，不能实现发动机重复使用的问题。该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统，起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路。第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮入口连接；氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。

Description

大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法

技术领域

本发明涉及液体火箭发动机领域，具体涉及大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法。

背景技术

液体火箭发动机的起动方式主要包括自身起动和强迫起动。

自身起动方式需借助贮箱和/或液柱的压力实现，对于高空推进装置，通常氧化剂贮箱和燃料贮箱的压力很低，如果采用自身起动方式，存在低入口压力状态下起动初始能量不足的问题，导致涡轮泵转速爬升慢，泵易发生汽蚀，起动段燃气温度超调大，起动品质较差。

因此，目前用于高空推进(或需要在低入口压力下起动)的泵压式液体火箭发动机通常采用强迫起动方式，现有的实施方案包括以下几类：

1.起动涡轮带动主涡轮的强迫起动方式(例：补燃循环发动机强迫起动过程，航空动力学报，2015)，此类起动方式需设置与主涡轮同轴的起动涡轮，通过外部能源将起动涡轮起旋，并达到一定转速。

2.火药燃气直接起旋主涡轮的方式(例：中国专利CN111502864A)，此类起动方式是将火药起动器设置于主涡轮上，通过火药燃气直接将主涡轮起旋至一定转速，从而使涡轮-泵-燃气发生器建立反馈。

以上两类起动方式均需采用外部能源将发动机起动至一个较高的工况，使涡轮泵进入正常工作状态或接近正常工作状态。第一种起动方式需通过外部能源输入起动功率，达到发动机涡轮泵额定功率50％以上。因此，对于采用这种起动方式的大推力发动机，要将涡轮泵起动到接近正常工作状态，所需起旋功率较大。对于第二种起动方式，不能实现发动机的重复使用。

发明内容

本发明的目的是解决现有液体火箭发动机起动方式存在的起动品质较差，所需起旋功率较大，或者是不能实现发动机重复使用的问题，而提供了大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法。

为达到上述目的，本发明所采用的技术方案为：

一种大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统和燃料供应系统；

所述燃气系统包括推力室、第一燃气发生器、第二燃气发生器、第一主涡轮和第二主涡轮；所述推力室外侧设有推力室冷却管路；

所述氧化剂供应系统包括氧预压泵、用于驱动氧预压泵的氧预压涡轮、通过第一主涡轮驱动旋转的氧泵、第一燃气发生器氧阀和第二燃气发生器氧阀；

所述燃料供应系统包括燃料预压泵、用于驱动燃料预压泵的燃料预压涡轮、通过第二主涡轮驱动旋转的燃料泵、冷却管路入口控制阀、第一燃气发生器燃料阀和第二燃气发生器燃料阀；

其特殊之处在于：还包括起动系统；

所述起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路；

所述第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；所述第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀、第一气体节流装置和第一气体单向阀；

所述第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮入口连接；所述第二高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第二气体控制阀、第二气体节流装置和第二气体单向阀；

所述氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；

所述燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。

进一步地，所述第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源为同一高压气源或不同的高压气源；

所述起动系统还包括设置在同一高压气源出口处的第一减压阀，或者分别设置在两个高压气源出口处的第一减压阀和第二减压阀。

进一步地，所述第一气体节流装置和第二气体节流装置均为孔板或可调阀门。

一种大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统和燃料供应系统；

所述燃气系统包括推力室、第一燃气发生器和第一主涡轮；所述推力室外侧设有推力室冷却管路；

所述氧化剂供应系统包括氧预压泵、用于驱动氧预压泵的氧预压涡轮、通过第一主涡轮驱动旋转的氧泵、第一燃气发生器氧阀；

所述燃料供应系统包括燃料预压泵、用于驱动燃料预压泵的燃料预压涡轮、通过第一主涡轮驱动旋转的燃料泵、冷却管路入口控制阀、第一燃气发生器燃料阀；

其特殊之处在于：还包括起动系统；

所述起动系统包括第一高压气体驱动管路；

所述第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮入口连接；所述第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀、第一气体节流装置和第一气体单向阀；

所述氧泵出口与氧预压涡轮入口连接，氧预压涡轮出口与氧泵入口连接；

所述燃料泵出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮入口连接，燃料预压涡轮出口与燃料泵入口连接。

进一步地，所述起动系统还包括设置在高压气源出口处的第一减压阀。

进一步地，所述第一气体节流装置为孔板或可调阀门。

一种基于上述大推力液体火箭发动机的低功耗半自身起动方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：

1)推进剂预冷充填

发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行预冷和充填；

2)点火装置准备

推力室、第一燃气发生器及第二燃气发生器的点火装置进入工作准备状态；

3)起动初期阶段供应起动用气体

3.1)按时序先后打开第一气体控制阀和第二气体控制阀；进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置和第一气体单向阀后，进入第一主涡轮的气体静子腔，并驱动第一主涡轮做功，从而使氧泵产生正扬程；进入第二高压气体驱动管路的高压气体依次通过第二气体节流装置和第二气体单向阀后，进入第二主涡轮的气体静子腔，并驱动第二主涡轮做功，从而使燃料泵产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮和第二主涡轮后，分别通过第一主涡轮和第二主涡轮的出口输出至推力室，并从推力室的喷管排出；

3.2)在氧泵和燃料泵正扬程的作用下，氧泵出口输出的氧化剂部分进入氧预压涡轮的静子腔，驱动氧预压涡轮做功，从而使氧预压泵产生正扬程，以保证氧泵入口压力高于起动工况下氧泵的汽蚀断裂临界压力；燃料泵出口或推力室冷却管路出口输出的燃料部分进入燃料预压涡轮的静子腔，驱动燃料预压涡轮做功，从而使燃料预压泵产生正扬程，以保证燃料泵入口压力高于起动工况下燃料泵的汽蚀断裂临界压力；

4)发动机进入自身起动阶段

4.1)氧泵和燃料泵入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，按时序先后打开第一燃气发生器氧阀、第二燃气发生器氧阀、第一燃气发生器燃料阀、第二燃气发生器燃料阀，并使其处于小开度状态；

4.2)第一燃气发生器和第二燃气发生器按时序先后点火，其产生的燃气分别进入推力室，推力室点火；

同时，第一燃气发生器和第二燃气发生器分别驱动第一主涡轮和第二主涡轮做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀和第二气体控制阀，停止供应起动用气体；

4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀、第二燃气发生器氧阀、第一燃气发生器燃料阀、第二燃气发生器燃料阀的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。

进一步地，步骤3)中，所述进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量均通过以下步骤获得：

a)根据理论计算或实验获得氧泵和燃料泵的汽蚀断裂临界压力，从而获得发动机进入自身起动阶段所需氧泵入口压力和燃料泵入口压力；根据氧泵入口压力和燃料泵入口压力，分别获得氧预压泵出口压力和燃料预压泵出口压力，进而计算得到氧预压泵和燃料预压泵需提供的扬程；

b)根据起动计算，获得起动初期阶段流经氧预压泵的氧化剂初始流量和流经燃料预压泵的燃料初始流量；

c)根据步骤a)和步骤b)的计算结果，计算得到发动机进入自身起动阶段，氧预压涡轮所需的输入功率和燃料预压涡轮所需的输入功率；

d)根据起动计算，得到氧泵为氧预压涡轮提供所需的输入功率时氧泵自身所需的扬程和流量，以及燃料泵为燃料预压涡轮提供所需的输入功率时燃料泵自身所需的扬程和流量；

e)根据步骤d)的计算结果，计算得到氧泵所需的功率和燃料泵所需的功率；

f)根据步骤e)的计算结果，计算得到第一主涡轮所需的功率和第二主涡轮所需的功率；所述第一主涡轮所需的功率等于进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮提供的功率；所述第二主涡轮所需的功率等于进入第二高压气体驱动管路的高压气体向第二主涡轮提供的功率；

g)确定高压气体驱动压力，并根据下式分别计算进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量：

其中，N_ti为进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮提供的功率，或者进入第二高压气体驱动管路的高压气体向第二主涡轮提供的功率，单位为W；

q_mgas为进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量，或者进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量；

k为高压气体的绝热指数；

R为高压气体的气体常数，单位为J/kg/K；

T为高压气体的温度，单位为K；

π_T＝p₀/p_ets；

p₀为高压气体在第一主涡轮入口处的总压，或者高压气体在第二主涡轮入口处的总压，单位为Pa；所述高压气体在第一主涡轮入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第一高压气体驱动管路的压力损失；所述高压气体在第二主涡轮入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第二高压气体驱动管路的压力损失；

p_ets为第一主涡轮出口静压，或者第二主涡轮出口静压，单位为Pa；所述第一主涡轮出口静压由起动初期阶段第一主涡轮出口背压和气体流速确定；所述第二主涡轮出口静压由起动初期阶段第二主涡轮出口背压和气体流速确定。

一种基于上述大推力液体火箭发动机的低功耗半自身起动方法，其特殊之处在于，包括以下步骤：

1)推进剂预冷充填

发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行预冷和充填；

2)点火装置准备

推力室及第一燃气发生器的点火装置进入工作准备状态；

3)起动初期阶段供应起动用气体

3.1)打开第一气体控制阀，进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置和第一气体单向阀后，进入第一主涡轮的气体静子腔，并驱动第一主涡轮做功，从而使氧泵和燃料泵均产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮后，通过第一主涡轮的出口输出至推力室，并从推力室的喷管排出；

3.2)在氧泵和燃料泵正扬程的作用下，氧泵出口输出的氧化剂部分进入氧预压涡轮的静子腔，驱动氧预压涡轮做功，从而使氧预压泵产生正扬程，以保证氧泵入口压力高于起动工况下氧泵的汽蚀断裂临界压力；同时，燃料泵出口或推力室冷却管路出口输出的燃料部分进入燃料预压涡轮的静子腔，驱动燃料预压涡轮做功，从而使燃料预压泵产生正扬程，以保证燃料泵入口压力高于起动工况下燃料泵的汽蚀断裂临界压力；

4)发动机进入自身起动阶段

4.1)氧泵和燃料泵入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，按时序先后打开第一燃气发生器氧阀和第一燃气发生器燃料阀，并使其处于小开度状态；

4.2)第一燃气发生器点火，其产生的燃气和燃料泵直接输出至推力室的燃料分别进入推力室，推力室点火；

同时，第一燃气发生器驱动第一主涡轮做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀，停止供应起动用气体；

4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀和第一燃气发生器燃料阀的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。

进一步地，步骤3)中，所述进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量通过以下步骤获得：

a)根据理论计算或实验获得氧泵和燃料泵的汽蚀断裂临界压力，从而获得发动机进入自身起动阶段所需氧泵入口压力和燃料泵入口压力；根据氧泵入口压力和燃料泵入口压力，分别获得氧预压泵出口压力和燃料预压泵出口压力，进而计算得到氧预压泵和燃料预压泵需提供的扬程；

b)根据起动计算，获得起动初期阶段流经氧预压泵的氧化剂初始流量和流经燃料预压泵的燃料初始流量；

c)根据步骤a)和步骤b)的计算结果，计算得到发动机进入自身起动阶段，氧预压涡轮所需的输入功率和燃料预压涡轮所需的输入功率；

d)根据起动计算，得到氧泵为氧预压涡轮提供所需的输入功率时氧泵自身所需的扬程和流量，以及燃料泵为燃料预压涡轮提供所需的输入功率时燃料泵自身所需的扬程和流量；

e)根据步骤d)的计算结果，计算得到氧泵所需的功率和燃料泵所需的功率；

f)根据步骤e)的计算结果，计算得到第一主涡轮所需的功率；所述第一主涡轮所需的功率等于进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮提供的功率；

g)确定高压气体驱动压力，并根据下式计算进入高压气体驱动管路的高压气体流量：

其中，N_ti为进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮提供的功率，单位为W；

q_mgas为进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量；

k为高压气体的绝热指数；

R为高压气体的气体常数，单位为J/kg/K；

T为高压气体的温度，单位为K；

π_T＝p₀/p_ets；

p₀为高压气体在第一主涡轮入口处的总压，单位为Pa；所述高压气体在第一主涡轮入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第一高压气体驱动管路的压力损失；

p_ets为第一主涡轮出口静压，单位为Pa；所述第一主涡轮出口静压由起动初期阶段第一主涡轮出口背压和气体流速确定。

本发明相比现有技术的有益效果是：

(1)本发明提供的一种大推力液体火箭发动机，包含两套主涡轮泵，该发动机的起动系统通过设置第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路，分别将高压气体输出至第一主涡轮入口和第二主涡轮入口，利用高压气体小幅度起旋第一主涡轮和第二主涡轮，进而带动氧泵和燃料泵分别输出氧化剂和燃料，部分氧化剂和燃料分别进入氧预压涡轮入口和燃料预压涡轮入口，进一步起旋氧预压涡轮和燃料预压涡轮，从而使氧预压泵和燃料预压泵产生正扬程，该设计能够使氧泵入口压力和燃料泵入口压力(氧预压泵出口压力和燃料预压泵出口压力)达到不汽蚀条件，从而在低入口压力条件下满足发动机自身起动所需的氧泵和燃料泵入口压力，降低了箭体贮箱所需的增压压力，以及箭体设计的技术难度；

(2)该大推力液体火箭发动机的起动系统相对独立，可多次为第一主涡轮和第二主涡轮提供高压气体，使得发动机具备多次起动能力；

(3)高压气体起旋第一主涡轮和第二主涡轮后，可直接通过发动机现有的燃气导管输出至推力室，并从推力室的喷管排出，高压气体排放过程不仅不会影响发动机的正常工作，还可同时对推力室进行起动吹除，实现一气两用，进一步节约发动机起动耗气量；

(4)本发明提供的一种大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，通过将氧预压泵和燃料预压泵起旋，并使氧泵和燃料泵达到不汽蚀的工况后，发动机即可通过自身起动方式完成后续起动过程，该起动方法中，要满足氧泵和燃料泵不汽蚀条件，所需的氧预压泵功率和燃料预压泵功率较小，所需起旋功率显著低于其他强迫起动方式，降低了起动气源耗气量，降低了发动机结构重量；

(5)该方法可对第一主涡轮和第二主涡轮的起旋流量及时序进行独立调节和控制，可通过优化高压气体流量和主起旋时序，优化第一燃气发生器、第二燃气发生器和推力室的点火次序及初始点火流量，从而优化其点火条件，提高发动机起动品质；

(6)本发明提供的另一种大推力液体火箭发动机，仅包含一套主涡轮泵，该发动机的起动系统通过设置第一高压气体驱动管路，将高压气体输出至第一主涡轮入口，利用高压气体小幅度起旋第一主涡轮，进而带动氧泵和燃料泵分别输出氧化剂和燃料，部分氧化剂和燃料分别进入氧预压涡轮和燃料预压涡轮入口，进一步起旋氧预压涡轮和燃料预压涡轮，从而使氧预压泵和燃料预压泵产生正扬程，该发动机及其起动方法与第一种发动机及其起动方法原理相同，能够取得相同的有益效果。

附图说明

图1是本发明大推力液体火箭发动机第一种实施例的结构示意图；

图2是本发明大推力液体火箭发动机第二种实施例的结构示意图；

图3是本发明大推力液体火箭发动机第三种实施例的结构示意图；

图4是本发明大推力液体火箭发动机第四种实施例的结构示意图；

图5是本发明大推力液体火箭发动机第五种实施例的结构示意图。

图中，1-推力室，2-第一燃气发生器，3-第一主涡轮，4-氧泵，5-氧预压涡轮，6-氧预压泵，7-第二燃气发生器，8-第二主涡轮，9-燃料泵，10-燃料预压涡轮，11-燃料预压泵，12-冷却管路入口控制阀，13-第一减压阀，14-第一气体控制阀，15-第一气体节流装置，16-第一气体单向阀，17-第二减压阀，18-第二气体控制阀，19-第二气体节流装置，20-第二气体单向阀，21-第一燃气发生器氧阀，22-第一燃气发生器燃料阀，23-第二燃气发生器氧阀，24-第二燃气发生器燃料阀。

具体实施方式

为使本发明的目的、优点和特征更加清楚，以下结合附图和具体实施例对本发明提出的大推力液体火箭发动机及其低功耗半自身起动方法作进一步详细说明。

本发明提供的一种大推力液体火箭发动机，包含两套主涡轮泵，其工作原理为：燃气发生器通过氧化剂与燃料的燃烧反应生成燃气，燃气通过管路进入主涡轮入口，用于驱动主涡轮做功，并带动氧泵(或燃料泵)旋转，驱动完毕后的燃气通过管路进入推力室，在推力室中进一步发生燃烧反应(补燃)，并从喷管喷出产生推力。具体如图1、图2、图3所示，该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统。

燃气系统包括推力室1、第一燃气发生器2、第二燃气发生器7、第一主涡轮3和第二主涡轮8，推力室1外侧设有推力室冷却管路。第一燃气发生器2出口与第一主涡轮3入口连接，第一主涡轮3出口与推力室1连接；第二燃气发生器7出口与第二主涡轮8入口连接，第二主涡轮8出口与推力室1连接。

氧化剂供应系统包括氧预压泵6、用于驱动氧预压泵6的氧预压涡轮5、通过第一主涡轮3驱动旋转的氧泵4、第一燃气发生器氧阀21和第二燃气发生器氧阀23。氧预压泵6入口与发动机氧化剂入口连接，氧预压泵6出口与氧泵4入口连接，氧泵4出口分别与第一燃气发生器2和第二燃气发生器7的氧入口连接。第一燃气发生器氧阀21和第二燃气发生器氧阀23分别设置在第一燃气发生器2和第二燃气发生器7氧入口处的管路上，且为开度可调节阀(也可在燃气发生器氧阀上游管路额外设置流量调节装置)，用于控制进入第一燃气发生器2和第二燃气发生器7的氧化剂流量大小。氧泵4出口处另外引出一路与氧预压涡轮5入口连接，用于驱动氧预压涡轮5旋转，并带动氧预压泵6旋转，氧预压涡轮5出口与氧泵4入口处管路连接，使驱动氧预压涡轮5的氧化剂能够回流至氧泵4。

燃料供应系统包括燃料预压泵11、用于驱动燃料预压泵11的燃料预压涡轮10、通过第二主涡轮8驱动旋转的燃料泵9、冷却管路入口控制阀12、第一燃气发生器燃料阀22、第二燃气发生器燃料阀24。燃料预压泵11入口与发动机燃料入口连接，燃料预压泵11出口与燃料泵9入口连接，燃料泵9出口与推力室冷却管路入口连接，推力室冷却管路出口分别与第一燃气发生器2和第二燃气发生器7的燃料入口连接。冷却管路入口控制阀12设置在推力室冷却管路入口处，用于调节推力室冷却管路流量；第一燃气发生器燃料阀22和第二燃气发生器燃料阀24分别设置在第一燃气发生器2和第二燃气发生器7燃料入口处的管路上，且为开度可调节阀(也可在燃气发生器燃料阀上游管路额外设置流量调节装置)，用于控制进入第一燃气发生器2和第二燃气发生器7的燃料流量大小。燃料泵9出口或推力室冷却管路出口处另外引出一路与燃料预压涡轮10入口连接，用于驱动燃料预压涡轮10旋转，并带动燃料预压泵11旋转，燃料预压涡轮10出口与燃料泵9入口处管路连接，使驱动燃料预压涡轮10的燃料能够回流至燃料泵9。图1、图3所示均为推力室冷却管路出口处另外引出一路与燃料预压涡轮10入口连接的实施例，图2所示为燃料泵9出口处另外引出一路与燃料预压涡轮10入口连接的实施例。

起动系统包括第一高压气体驱动管路，第二高压气体驱动管路。

第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮3入口连接，用于向第一主涡轮3入口提供高压气体作为驱动能源。第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀14、第一气体节流装置15和第一气体单向阀16，用于控制第一主涡轮3起动气体的开关和流量大小。第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮8入口连接，用于向第二主涡轮8入口提供高压气体作为驱动能源。第二高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第二气体控制阀18、第二气体节流装置19和第二气体单向阀20，用于控制第二主涡轮8起动气体的开关和流量大小。第一气体节流装置15和第二气体节流装置19均为孔板或可调阀门。

高压气源可为发动机自带气瓶或地面设备的气源，第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源为同一高压气源或不同的高压气源。高压气源出口处还可设置减压阀实现恒压气体供应。

图1所示为第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源是不同的高压气源，且高压气源出口处未设置减压阀的实施例，高压气体不经过减压阀直接供应，在高压气体供应过程中，气源压力会逐渐下降(落压供应)。图2所示为第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源是同一高压气源，且高压气源出口处设置有第一减压阀13的实施例，高压气体经第一减压阀13后分别进入第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路。图3所示为第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源是不同的高压气源，且两个高压气源出口处分别设置有第一减压阀13和第二减压阀17的实施例。

高压气体驱动完第一主涡轮3和第二主涡轮8后，分别通过第一主涡轮3出口与推力室1之间的燃气管路，以及第二主涡轮8出口与推力室1之间的燃气管路进入推力室1，并从推力室1的喷管喷出，这一过程可同时实现对推力室1的点火过程进行吹除，使推力室1点火平稳。

根据上述设计原理，也可在主涡轮入口处设置一次性的高压气体生成装置(如火药起动器)，通过生成的气体驱动主涡轮，气体驱动完主涡轮后，通过主涡轮出口与推力室之间的管路进入推力室，并从喷管中排出。该方案不需设置高压气源及相应供应阀门和节流元件，但发动机重复使用次数受到一次性起动装置个数的限制，驱动主涡轮的工质流量及时间不能灵活调整，火药起动器等装置燃烧产物可能向发动机内腔引入其他杂质。

基于该大推力液体火箭发动机的低功耗半自身起动方法，具体包括以下步骤：

1)推进剂预冷充填

发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行充填，对于低温推进剂，需在起动前进行预冷。低温推进剂分别通过各自的预冷排放管路及阀门排向外界，此时，冷却管路入口控制阀12打开。

2)点火装置准备

推力室1、第一燃气发生器2及第二燃气发生器7的点火装置进入工作准备状态。

3)起动初期阶段供应起动用气体

3.1)按时序先后打开第一气体控制阀14和第二气体控制阀18；进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置15和第一气体单向阀16后，进入第一主涡轮3的气体静子腔，并驱动第一主涡轮3做功，从而使氧泵4产生正扬程；进入第二高压气体驱动管路的高压气体依次通过第二气体节流装置19和第二气体单向阀20后，进入第二主涡轮8的气体静子腔，并驱动第二主涡轮8做功，从而使燃料泵9产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮3和第二主涡轮8后，分别通过第一主涡轮3和第二主涡轮8的出口输出至推力室1，并从推力室1的喷管排出。第一主涡轮3和第二主涡轮8高压气体供应的先后次序由两套涡轮泵工况爬升特性及其相互关系所决定，并根据起动计算确定。

3.2)在氧泵4和燃料泵9正扬程的作用下，氧泵4出口输出的氧化剂一部分继续通过预冷排放管路及阀门排向外界，另一部分进入氧预压涡轮5的静子腔，驱动氧预压涡轮5做功，从而使氧预压泵6产生正扬程，以保证氧泵4入口压力高于起动工况下氧泵4的汽蚀断裂临界压力；燃料泵9出口或推力室冷却管路出口输出的燃料一部分继续通过预冷排放管路及阀门排向外界，另一部分进入燃料预压涡轮10的静子腔，驱动燃料预压涡轮10做功，从而使燃料预压泵11产生正扬程，以保证燃料泵9入口压力高于起动工况下燃料泵9的汽蚀断裂临界压力。氧泵4和燃料泵9的起动段汽蚀断裂临界压力可根据理论计算或泵水力试验获得，由于该压力较低，氧预压泵6及燃料预压泵11仅需产生较低的正扬程，且起动段推进剂流量较小，所需起动功率小，约为第一主涡轮3或第二主涡轮8额定功率的5％甚至更低水平。

4)发动机进入自身起动阶段

4.1)氧泵4和燃料泵9入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，发动机可满足自身起动条件，后续起动及工况爬升过程由自身起动方式进行。按时序先后打开第一燃气发生器氧阀21、第二燃气发生器氧阀23、第一燃气发生器燃料阀22、第二燃气发生器燃料阀24，并使其处于小开度(小流量)状态。

4.2)第一燃气发生器2和第二燃气发生器7按时序先后点火，其产生的燃气分别进入推力室1并相遇燃烧，推力室1点火。第一燃气发生器2和第二燃气发生器7点火的先后次序由两套涡轮泵起动过程的工况爬升特性及其相互关系所决定，并根据起动计算确定。

同时，第一燃气发生器2和第二燃气发生器7分别驱动第一主涡轮3和第二主涡轮8做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀14和第二气体控制阀18，停止供应起动用气体。

4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀21、第二燃气发生器氧阀23、第一燃气发生器燃料阀22、第二燃气发生器燃料阀24的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。

上述起动过程的步骤3)中，进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量，即起动参数均通过以下步骤获得：

a)根据理论计算或实验获得氧泵4和燃料泵9的汽蚀断裂临界压力，从而获得发动机进入自身起动阶段所需氧泵4入口压力和燃料泵9入口压力；根据氧泵4入口压力和燃料泵9入口压力，分别获得氧预压泵6出口压力和燃料预压泵11出口压力，进而计算得到氧预压泵6和燃料预压泵11需提供的扬程。

b)根据起动计算，获得起动初期阶段流经氧预压泵6的氧化剂初始流量和流经燃料预压泵11的燃料初始流量。

c)根据步骤a)和步骤b)的计算结果，通过下式计算得到发动机进入自身起动阶段，氧预压涡轮5所需的输入功率和燃料预压涡轮10所需的输入功率：

其中，N_tppi为氧预压涡轮5或燃料预压涡轮10的输入功率，单位为W；

q_mpp为起动初期阶段流经氧预压泵6的氧化剂初始流量或流经燃料预压泵11的燃料初始流量，单位为kg/s；

H_pp为氧预压泵6或燃料预压泵11需提供的扬程，单位为J/kg；H_pp＝(P_epp-P_i)/ρ，P_epp为保证氧泵4或燃料泵9不发生断裂汽蚀所需的氧预压泵6出口压力或燃料预压泵11出口压力；P_i为发动机入口压力，单位为Pa；ρ为流经氧预压泵6的氧化剂密度或流经燃料预压泵11的燃料密度，单位为kg/m³；

η_pp为氧预压泵6或燃料预压泵11的效率，即氧预压泵6或燃料预压泵11的输出与输入功率之比，取值为0～1之间；

η_tp为氧预压涡轮5或燃料预压涡轮10的效率，即氧预压涡轮5或燃料预压涡轮10的输出与输入功率之比，取值为0～1之间。

d)根据起动计算，得到氧泵4为氧预压涡轮5提供所需的输入功率时氧泵4自身所需的扬程和流量，以及燃料泵9为燃料预压涡轮10提供所需的输入功率时燃料泵9自身所需的扬程和流量；计算关系式如下：

其中，N_tppi为氧预压涡轮5或燃料预压涡轮10的输入功率，单位为W，由上一步计算得到；

q_mtp为氧泵4出口流至氧预压涡轮5入口的氧化剂流量，或者燃料泵9出口/推力室冷却管路出口流至燃料预压涡轮10入口的燃料流量，由起动计算得到，单位为kg/s；

Δp为氧预压涡轮5或燃料预压涡轮10的前后压力之差，单位为Pa，等于氧泵4(燃料泵9)出口压力-氧泵4(燃料泵9)出口至氧预压涡轮5(燃料预压涡轮10)入口的管路压力损失-氧预压涡轮5(燃料预压涡轮10)出口压力；在本方案中，推进剂驱动完预压涡轮后回流至主泵入口，因此氧预压涡轮5(燃料预压涡轮10)出口压力等于氧泵4(燃料泵9)入口压力；

ρ为驱动氧预压涡轮5的氧化剂密度，或者驱动燃料预压涡轮10的燃料密度，单位为kg/m³。

e)根据步骤d)的计算结果，计算得到氧泵4所需的功率和燃料泵9所需的功率；计算关系式如下：

N_p为起动时氧泵4或燃料泵9所需的功率，单位为W；

q_mp为起动时氧泵4或燃料泵9驱动到的流量，等于q_mtp与预冷排放流量之和，单位为kg/s；

H_p为起动时氧泵4或燃料泵9驱动到的扬程，H_p＝Δp_p/ρ，Δp_p为氧泵4或燃料泵9出口压力与入口压力之差，ρ为流经氧泵4的氧化剂密度或者流经燃料泵9的燃料密度，单位为kg/m3；

η_p为氧泵4或燃料泵9的效率，即氧泵4或燃料泵9的输出与输入功率之比，取值0～1之间。

f)根据步骤e)的计算结果，计算得到第一主涡轮3所需的功率和第二主涡轮8所需的功率；第一主涡轮3所需的功率等于进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮3提供的功率；第二主涡轮8所需的功率等于进入第二高压气体驱动管路的高压气体向第二主涡轮8提供的功率；表达式如下：

N_ti＝N_p/η_st

N_ti为起动时高压气体需向第一主涡轮3或第二主涡轮8提供的功率(第一主涡轮3或第二主涡轮8所需的功率)，单位为W；

η_st为第一主涡轮3或第二主涡轮8的效率，即第一主涡轮3或第二主涡轮8的输出与输入功率之比，取值0～1之间。

g)确定高压气体驱动压力，高压气体驱动压力参考气瓶压力及减压阀参数选择。高压气体驱动压力确定后，即可根据下式分别计算进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量：

其中，N_ti为进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮3提供的功率，或者进入第二高压气体驱动管路的高压气体向第二主涡轮8提供的功率(第一主涡轮3或第二主涡轮8所需的功率)，单位为W；

q_mgas为进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量，或者进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量；

k为高压气体的绝热指数；

R为高压气体的气体常数，单位为J/kg/K；

T为高压气体的温度，单位为K；

π_T＝p₀/p_ets；

p₀为高压气体在第一主涡轮3入口处的总压，或者高压气体在第二主涡轮8入口处的总压，单位为Pa；高压气体在第一主涡轮3入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第一高压气体驱动管路的压力损失；高压气体在第二主涡轮8入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第二高压气体驱动管路的压力损失；

p_ets为第一主涡轮3出口静压，或者第二主涡轮8出口静压，单位为Pa；第一主涡轮3出口静压由起动初期阶段第一主涡轮3出口背压和气体流速确定；第二主涡轮8出口静压由起动初期阶段第二主涡轮8出口背压和气体流速确定，在推力室1未点火建压时，可近似取大气压值。

综上，起动参数选取准则：氧预压泵6或燃料预压泵11所提供的扬程应使其出口压力P_epp大于氧泵4或燃料泵9断裂汽蚀临界入口压力，或者，氧预压泵6或燃料预压泵11出口压力P_epp满足氧泵4或燃料泵9自身起动所需入口压力条件。

本发明提供的另一种大推力液体火箭发动机，仅包含一套主涡轮泵，其工作原理与上述包含两套主涡轮泵的发动机相同。具体如图4、图5所示，该发动机包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统。

燃气系统包括推力室1、第一燃气发生器2和第一主涡轮3，推力室1外侧设有推力室冷却管路。第一燃气发生器2出口与第一主涡轮3入口连接，第一主涡轮3出口与推力室1连接。

氧化剂供应系统包括氧预压泵6、用于驱动氧预压泵6的氧预压涡轮5、通过第一主涡轮3驱动旋转的氧泵4、第一燃气发生器氧阀21。氧预压泵6入口与发动机氧化剂入口连接，氧预压泵6出口与氧泵4入口连接，氧泵4出口与第一燃气发生器2的氧入口连接。第一燃气发生器氧阀21设置在第一燃气发生器2氧入口处的管路上，且为开度可调节阀(也可在燃气发生器氧阀上游管路额外设置流量调节装置)，用于控制进入第一燃气发生器2的氧化剂流量大小。氧泵4出口处另外引出一路与氧预压涡轮5入口连接，用于驱动氧预压涡轮5旋转，并带动氧预压泵6旋转，氧预压涡轮5出口与氧泵4入口处管路连接，使驱动氧预压涡轮5的氧化剂能够回流至氧泵4。

燃料供应系统包括燃料预压泵11、用于驱动燃料预压泵11的燃料预压涡轮10、通过第一主涡轮3驱动旋转的燃料泵9、冷却管路入口控制阀12、第一燃气发生器燃料阀22。燃料预压泵11入口与发动机燃料入口连接，燃料预压泵11出口与燃料泵9入口连接，燃料泵9出口分别与推力室冷却管路入口以及第一燃气发生器2的燃料入口连接，推力室冷却管路出口与推力室1连接。冷却管路入口控制阀12设置在推力室冷却管路入口处，用于调节推力室冷却管路流量；第一燃气发生器燃料阀22设置在第一燃气发生器2燃料入口处的管路上，且为开度可调节阀(也可在燃气发生器燃料阀上游管路额外设置流量调节装置)，用于控制进入第一燃气发生器2的燃料流量大小。燃料泵9出口或推力室冷却管路出口处另外引出一路与燃料预压涡轮10入口连接，用于驱动燃料预压涡轮10旋转，并带动燃料预压泵11旋转，燃料预压涡轮10出口与燃料泵9入口处管路连接，使驱动燃料预压涡轮10的燃料能够回流至燃料泵9。图4、图5所示均为燃料泵9出口处另外引出一路与燃料预压涡轮10入口连接的实施例。

起动系统包括第一高压气体驱动管路。

第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮3入口连接，用于向第一主涡轮3入口提供高压气体作为驱动能源。第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀14、第一气体节流装置15和第一气体单向阀16，用于控制第一主涡轮3起动气体的开关和流量大小。第一气体节流装置15为孔板或可调阀门。

高压气源可为发动机自带气瓶或地面设备的气源，其出口处还可设置减压阀实现恒压气体供应。

图4所示为高压气源出口处未设置减压阀的实施例，高压气体不经过减压阀直接供应，在高压气体供应过程中，气源压力会逐渐下降(落压供应)。图5所示为高压气源出口处设置有第一减压阀13的实施例。

高压气体驱动完第一主涡轮3后，通过第一主涡轮3出口与推力室1之间的燃气管路进入推力室1，并从推力室1的喷管喷出，这一过程可同时实现对推力室1的点火过程进行吹除，使推力室1点火平稳。

基于该大推力液体火箭发动机的低功耗半自身起动方法与上述包含两套主涡轮泵的发动机起动方法基本相同，因只有一套主涡轮泵，不存在两套涡轮泵的起动先后次序问题，具体包括以下步骤：

1)推进剂预冷充填

发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行充填，对于低温推进剂，需在起动前进行预冷。低温推进剂分别通过各自的预冷排放管路及阀门排向外界，此时，冷却管路入口控制阀12打开。

2)点火装置准备

推力室1及第一燃气发生器2的点火装置进入工作准备状态。

3)起动初期阶段供应起动用气体

3.1)打开第一气体控制阀14，进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置15和第一气体单向阀16后，进入第一主涡轮3的气体静子腔，并驱动第一主涡轮3做功，从而使氧泵4和燃料泵9均产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮3后，通过第一主涡轮3的出口输出至推力室1，并从推力室1的喷管排出。

3.2)在氧泵4和燃料泵9正扬程的作用下，氧泵4出口输出的氧化剂一部分继续通过预冷排放管路及阀门排向外界，另一部分进入氧预压涡轮5的静子腔，驱动氧预压涡轮5做功，从而使氧预压泵6产生正扬程，以保证氧泵4入口压力高于起动工况下氧泵4的汽蚀断裂临界压力；同时，燃料泵9出口或推力室冷却管路出口输出的燃料一部分继续通过预冷排放管路及阀门排向外界，另一部分进入燃料预压涡轮10的静子腔，驱动燃料预压涡轮10做功，从而使燃料预压泵11产生正扬程，以保证燃料泵9入口压力高于起动工况下燃料泵9的汽蚀断裂临界压力。

4)发动机进入自身起动阶段

4.1)氧泵4和燃料泵9入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，按时序先后打开第一燃气发生器氧阀21和第一燃气发生器燃料阀22，并使其处于小开度(小流量)状态

4.2)第一燃气发生器2点火，其产生的燃气和燃料泵9出口输出至推力室1的燃料分别进入推力室1，推力室1点火。

同时，第一燃气发生器2驱动第一主涡轮3做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀14，停止供应起动用气体。

4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀21和第一燃气发生器燃料阀22的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。

上述起动过程的步骤3)中，进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量计算步骤与上述包含两套主涡轮泵的发动机起动方法中的计算步骤基本相同。对于仅包含一套主涡轮泵的发动机，第一主涡轮3所需功率应保证使氧泵4和燃料泵9均达到所需功率。由于氧泵4和燃料泵9同轴设置(转速相同)，两泵的工况存在相互耦合关系，因此第一主涡轮3所需功率并非两泵所需功率的简单相加，而是以转速为目标，将两泵驱动至某一转速，保证在该转速下氧泵4和燃料泵9均能达到需要驱动到的功率，具体值需根据起动计算确定。

Claims (7)

1.一种大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统和燃料供应系统；

所述燃气系统包括推力室(1)、第一燃气发生器(2)、第二燃气发生器(7)、第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)；所述推力室(1)外侧设有推力室冷却管路；

所述氧化剂供应系统包括氧预压泵(6)、用于驱动氧预压泵(6)的氧预压涡轮(5)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的氧泵(4)、第一燃气发生器氧阀(21)和第二燃气发生器氧阀(23)；

所述燃料供应系统包括燃料预压泵(11)、用于驱动燃料预压泵(11)的燃料预压涡轮(10)、通过第二主涡轮(8)驱动旋转的燃料泵(9)、冷却管路入口控制阀(12)、第一燃气发生器燃料阀(22)和第二燃气发生器燃料阀(24)；

其特征在于：还包括起动系统；

所述起动系统包括第一高压气体驱动管路和第二高压气体驱动管路；

所述第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮(3)入口连接；所述第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀(14)、第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)；

所述第二高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第二主涡轮(8)入口连接；所述第二高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第二气体控制阀(18)、第二气体节流装置(19)和第二气体单向阀(20)；

所述氧泵(4)出口与氧预压涡轮(5)入口连接，氧预压涡轮(5)出口与氧泵(4)入口连接；

所述燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮(10)入口连接，燃料预压涡轮(10)出口与燃料泵(9)入口连接。

2.根据权利要求1所述的大推力液体火箭发动机，其特征在于：

所述第一高压气体驱动管路连接的高压气源与第二高压气体驱动管路连接的高压气源为同一高压气源或不同的高压气源；

所述起动系统还包括设置在同一高压气源出口处的第一减压阀(13)，或者分别设置在两个高压气源出口处的第一减压阀(13)和第二减压阀(17)。

3.根据权利要求1或2所述的大推力液体火箭发动机，其特征在于：

所述第一气体节流装置(15)和第二气体节流装置(19)均为孔板或可调阀门。

4.一种基于权利要求1所述的大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，其特征在于，包括以下步骤：

1)推进剂预冷充填

发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行预冷和充填；

2)点火装置准备

推力室(1)、第一燃气发生器(2)及第二燃气发生器(7)的点火装置进入工作准备状态；

3)起动初期阶段供应起动用气体

3.1)按时序先后打开第一气体控制阀(14)和第二气体控制阀(18)；进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)后，进入第一主涡轮(3)的气体静子腔，并驱动第一主涡轮(3)做功，从而使氧泵(4)产生正扬程；进入第二高压气体驱动管路的高压气体依次通过第二气体节流装置(19)和第二气体单向阀(20)后，进入第二主涡轮(8)的气体静子腔，并驱动第二主涡轮(8)做功，从而使燃料泵(9)产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)后，分别通过第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)的出口输出至推力室(1)，并从推力室(1)的喷管排出；

3.2)在氧泵(4)和燃料泵(9)正扬程的作用下，氧泵(4)出口输出的氧化剂部分进入氧预压涡轮(5)的静子腔，驱动氧预压涡轮(5)做功，从而使氧预压泵(6)产生正扬程，以保证氧泵(4)入口压力高于起动工况下氧泵(4)的汽蚀断裂临界压力；燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口输出的燃料部分进入燃料预压涡轮(10)的静子腔，驱动燃料预压涡轮(10)做功，从而使燃料预压泵(11)产生正扬程，以保证燃料泵(9)入口压力高于起动工况下燃料泵(9)的汽蚀断裂临界压力；

4)发动机进入自身起动阶段

4.1)氧泵(4)和燃料泵(9)入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，按时序先后打开第一燃气发生器氧阀(21)、第二燃气发生器氧阀(23)、第一燃气发生器燃料阀(22)、第二燃气发生器燃料阀(24)，并使其处于小开度状态；

4.2)第一燃气发生器(2)和第二燃气发生器(7)按时序先后点火，其产生的燃气分别进入推力室(1)，推力室(1)点火；

同时，第一燃气发生器(2)和第二燃气发生器(7)分别驱动第一主涡轮(3)和第二主涡轮(8)做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀(14)和第二气体控制阀(18)，停止供应起动用气体；

4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀(21)、第二燃气发生器氧阀(23)、第一燃气发生器燃料阀(22)、第二燃气发生器燃料阀(24)的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。

5.根据权利要求4所述的大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，其特征在于：

步骤3)中，所述进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量均通过以下步骤获得：

a)根据理论计算或实验获得氧泵(4)和燃料泵(9)的汽蚀断裂临界压力，从而获得发动机进入自身起动阶段所需氧泵(4)入口压力和燃料泵(9)入口压力；根据氧泵(4)入口压力和燃料泵(9)入口压力，分别获得氧预压泵(6)出口压力和燃料预压泵(11)出口压力，进而计算得到氧预压泵(6)和燃料预压泵(11)需提供的扬程；

b)根据起动计算，获得起动初期阶段流经氧预压泵(6)的氧化剂初始流量和流经燃料预压泵(11)的燃料初始流量；

c)根据步骤a)和步骤b)的计算结果，计算得到发动机进入自身起动阶段，氧预压涡轮(5)所需的输入功率和燃料预压涡轮(10)所需的输入功率；

d)根据起动计算，得到氧泵(4)为氧预压涡轮(5)提供所需的输入功率时氧泵(4)自身所需的扬程和流量，以及燃料泵(9)为燃料预压涡轮(10)提供所需的输入功率时燃料泵(9)自身所需的扬程和流量；

e)根据步骤d)的计算结果，计算得到氧泵(4)所需的功率和燃料泵(9)所需的功率；

f)根据步骤e)的计算结果，计算得到第一主涡轮(3)所需的功率和第二主涡轮(8)所需的功率；所述第一主涡轮(3)所需的功率等于进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮(3)提供的功率；所述第二主涡轮(8)所需的功率等于进入第二高压气体驱动管路的高压气体向第二主涡轮(8)提供的功率；

g)确定高压气体驱动压力，并根据下式分别计算进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量以及进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量：

其中，N_ti为进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮(3)提供的功率，或者进入第二高压气体驱动管路的高压气体向第二主涡轮(8)提供的功率，单位为W；

q_mgas为进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量，或者进入第二高压气体驱动管路的高压气体流量；

k为高压气体的绝热指数；

R为高压气体的气体常数，单位为J/kg/K；

T为高压气体的温度，单位为K；

π_T＝p₀/p_ets；

p₀为高压气体在第一主涡轮(3)入口处的总压，或者高压气体在第二主涡轮(8)入口处的总压，单位为Pa；所述高压气体在第一主涡轮(3)入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第一高压气体驱动管路的压力损失；所述高压气体在第二主涡轮(8)入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第二高压气体驱动管路的压力损失；

p_ets为第一主涡轮(3)出口静压，或者第二主涡轮(8)出口静压，单位为Pa；所述第一主涡轮(3)出口静压由起动初期阶段第一主涡轮(3)出口背压和气体流速确定；所述第二主涡轮(8)出口静压由起动初期阶段第二主涡轮(8)出口背压和气体流速确定。

6.一种基于大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，所述大推力液体火箭发动机，包括燃气系统、氧化剂供应系统、燃料供应系统和起动系统；

所述燃气系统包括推力室(1)、第一燃气发生器(2)和第一主涡轮(3)；所述推力室(1)外侧设有推力室冷却管路；

所述氧化剂供应系统包括氧预压泵(6)、用于驱动氧预压泵(6)的氧预压涡轮(5)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的氧泵(4)、第一燃气发生器氧阀(21)；

所述燃料供应系统包括燃料预压泵(11)、用于驱动燃料预压泵(11)的燃料预压涡轮(10)、通过第一主涡轮(3)驱动旋转的燃料泵(9)、冷却管路入口控制阀(12)、第一燃气发生器燃料阀(22)；

所述起动系统包括第一高压气体驱动管路；

所述第一高压气体驱动管路入口接高压气源，其出口与第一主涡轮(3)入口连接；所述第一高压气体驱动管路上沿气流方向依次设置有第一气体控制阀(14)、第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)；

所述氧泵(4)出口与氧预压涡轮(5)入口连接，氧预压涡轮(5)出口与氧泵(4)入口连接；

所述燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口与燃料预压涡轮(10)入口连接，燃料预压涡轮(10)出口与燃料泵(9)入口连接；

其特征在于，包括以下步骤：

1)推进剂预冷充填

发动机起动之前，氧化剂供应系统和燃料供应系统进行预冷和充填；

2)点火装置准备

推力室(1)及第一燃气发生器(2)的点火装置进入工作准备状态；

3)起动初期阶段供应起动用气体

3.1)打开第一气体控制阀(14)，进入第一高压气体驱动管路的高压气体依次通过第一气体节流装置(15)和第一气体单向阀(16)后，进入第一主涡轮(3)的气体静子腔，并驱动第一主涡轮(3)做功，从而使氧泵(4)和燃料泵(9)均产生正扬程；高压气体驱动第一主涡轮(3)后，通过第一主涡轮(3)的出口输出至推力室(1)，并从推力室(1)的喷管排出；

3.2)在氧泵(4)和燃料泵(9)正扬程的作用下，氧泵(4)出口输出的氧化剂部分进入氧预压涡轮(5)的静子腔，驱动氧预压涡轮(5)做功，从而使氧预压泵(6)产生正扬程，以保证氧泵(4)入口压力高于起动工况下氧泵(4)的汽蚀断裂临界压力；同时，燃料泵(9)出口或推力室冷却管路出口输出的燃料部分进入燃料预压涡轮(10)的静子腔，驱动燃料预压涡轮(10)做功，从而使燃料预压泵(11)产生正扬程，以保证燃料泵(9)入口压力高于起动工况下燃料泵(9)的汽蚀断裂临界压力；

4)发动机进入自身起动阶段

4.1)氧泵(4)和燃料泵(9)入口压力均高于起动工况下的汽蚀断裂临界压力后，按时序先后打开第一燃气发生器氧阀(21)和第一燃气发生器燃料阀(22)，并使其处于小开度状态；

4.2)第一燃气发生器(2)点火，其产生的燃气和燃料泵(9)直接输出至推力室(1)的燃料分别进入推力室(1)，推力室(1)点火；

同时，第一燃气发生器(2)驱动第一主涡轮(3)做功，且其提供的功率足够保证工况爬升产生正反馈时，关闭第一气体控制阀(14)，停止供应起动用气体；

4.3)分别调节第一燃气发生器氧阀(21)和第一燃气发生器燃料阀(22)的开度，使发动机工况逐步爬升至稳定工作状态，起动完成。

7.根据权利要求6所述的大推力液体火箭发动机低功耗半自身起动方法，其特征在于：

步骤3)中，所述进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量通过以下步骤获得：

a)根据理论计算或实验获得氧泵(4)和燃料泵(9)的汽蚀断裂临界压力，从而获得发动机进入自身起动阶段所需氧泵(4)入口压力和燃料泵(9)入口压力；根据氧泵(4)入口压力和燃料泵(9)入口压力，分别获得氧预压泵(6)出口压力和燃料预压泵(11)出口压力，进而计算得到氧预压泵(6)和燃料预压泵(11)需提供的扬程；

b)根据起动计算，获得起动初期阶段流经氧预压泵(6)的氧化剂初始流量和流经燃料预压泵(11)的燃料初始流量；

c)根据步骤a)和步骤b)的计算结果，计算得到发动机进入自身起动阶段，氧预压涡轮(5)所需的输入功率和燃料预压涡轮(10)所需的输入功率；

d)根据起动计算，得到氧泵(4)为氧预压涡轮(5)提供所需的输入功率时氧泵(4)自身所需的扬程和流量，以及燃料泵(9)为燃料预压涡轮(10)提供所需的输入功率时燃料泵(9)自身所需的扬程和流量；

e)根据步骤d)的计算结果，计算得到氧泵(4)所需的功率和燃料泵(9)所需的功率；

f)根据步骤e)的计算结果，计算得到第一主涡轮(3)所需的功率；所述第一主涡轮(3)所需的功率等于进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮(3)提供的功率；

g)确定高压气体驱动压力，并根据下式计算进入高压气体驱动管路的高压气体流量：

其中，N_ti为进入第一高压气体驱动管路的高压气体向第一主涡轮(3)提供的功率，单位为W；

q_mgas为进入第一高压气体驱动管路的高压气体流量；

k为高压气体的绝热指数；

R为高压气体的气体常数，单位为J/kg/K；

T为高压气体的温度，单位为K；

π_T＝p₀/p_ets；

p₀为高压气体在第一主涡轮(3)入口处的总压，单位为Pa；所述高压气体在第一主涡轮(3)入口处的总压等于高压气体驱动压力减去第一高压气体驱动管路的压力损失；

p_ets为第一主涡轮(3)出口静压，单位为Pa；所述第一主涡轮(3)出口静压由起动初期阶段第一主涡轮(3)出口背压和气体流速确定。

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