补燃循环发动机推进剂利用系统研究  

Investigation of propellant utilization system for staged combustion rocket engine

作　　者：张小平[1] 丁丰年[1] 刘站国[1] 王拴虎[1] 

机构地区：[1]陕西动力机械设计研究所,陕西西安710100

出　　处：《火箭推进》2005年第2期7-11,共5页Journal of Rocket Propulsion

摘　　要：采用推进剂利用系统可以提高运载火箭的发射能力。以液氧/煤油富氧预燃室补燃循环发动机为例,提出的混合比调节系统方案为:在推力室燃料主路设置全流量的混合比调节器,由步进电机驱动,可以实现混合比连续调节。与我国现有的液体火箭发动机相比,这种调节方式可以实现全流量调节,调节范围大。同时,混合比调节时对推力、比冲和涡轮泵转速等参数的影响很小,对发动机系统和组件的影响也较小。发动机混合比调节范围可以达到±10%,调节速率为每秒2%以上。Launch capability of liquid rocket engine can be improved by propellant utilization system. Mixture ratio regulation scheme of an oxidizer-rich staged combustion rocket engine is presented in this paper. The investigation indicates that the best mixture ratio regulation scheme can be obtained by a mixture ratio regulator driven by an electromotor in the main fuel line for combustion chamber. This regulation mode can continuously regulate both oxidant and fuel flow rates with minimum impacts on thrust, impulse and other parameters of the engine. The mixture ratio regulation range obtained can be ±10% at a rate over 2% per second.

关 键 词：补燃循环 推进剂 系统研究 液体火箭发动机 步进电机驱动 调节范围 混合比 发动机系统 发射能力 运载火箭 利用系统 系统方案 连续调节 流量调节 调节方式 调节速率 预燃室 调节器 推力室 等参数 涡轮泵 比冲 

分 类 号：V434.1[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程] V512