用于火箭馬達(dá)渦輪泵的啟動器裝置的制造方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及用于對飛行器例如包括雙(渦輪發(fā)動機(jī)和火箭馬達(dá))推進(jìn)系統(tǒng)一一特別地，渦輪發(fā)動機(jī)為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)一一的航天飛機(jī)中的火箭馬達(dá)渦輪泵進(jìn)行啟動的裝置。
[0002]這種航天飛機(jī)可以是單級式運(yùn)載工具，這意味著在航天飛機(jī)的整個飛行中兩個推進(jìn)系統(tǒng)處于同一級?；蛘哌@種航天飛機(jī)可以是兩級式運(yùn)載工具，在這種情況下，推進(jìn)系統(tǒng)處于兩個不同的級，在起飛時這兩個不同的級連接，而在飛行期間，這兩個不同的級分離。
【背景技術(shù)】
[0003]在火箭馬達(dá)飛行器中，通常通過渦輪泵向火箭馬達(dá)給送推進(jìn)劑。
[0004]渦輪泵是由渦輪驅(qū)動的泵，即，旋轉(zhuǎn)裝置由運(yùn)動的流體驅(qū)動。
[0005]渦輪泵用于將來自儲箱的流體(推進(jìn)劑)泵送至火箭馬達(dá)的燃燒室。
[0006]就航天器運(yùn)載工具而言，渦輪泵在運(yùn)載工具起飛之前啟動，在運(yùn)載工具起飛之后，渦輪泵在火箭馬達(dá)的整個強(qiáng)推階段中持續(xù)工作。在與級分離相一致的啟動這些較高級的火箭馬達(dá)的階段期間，較高級的渦輪泵啟動。
[0007]用于啟動渦輪泵的一個技術(shù)方法在于使用氣體發(fā)生器，在氣體發(fā)生器中，向火箭馬達(dá)給送的推進(jìn)劑的一小部分被燃燒，使得該氣體發(fā)生器驅(qū)動渦輪泵的渦輪。
[0008]還能夠借助這樣的啟動器來啟動渦輪泵:該啟動器包括一塊固體推進(jìn)劑，該塊固體推進(jìn)劑的燃燒供給熱氣，該熱氣驅(qū)動渦輪泵的渦輪旋轉(zhuǎn)，然后，渦輪泵吸入用于向火箭馬達(dá)給送的推進(jìn)劑。
[0009]還能夠通過在高壓條件下存儲在由運(yùn)載工具所攜帶的專用儲箱中的冷氣來啟動渦輪泵。
[0010]渦輪泵啟動裝置供給能量充足的氣體來啟動渦輪的旋轉(zhuǎn)，渦輪的旋轉(zhuǎn)又驅(qū)動泵，從而向火箭馬達(dá)給送推進(jìn)劑。
[0011]在包括渦輪發(fā)動機(jī)和火箭馬達(dá)以增大推力或?yàn)榱嗽诜浅８叩母叨忍庯w行的大氣飛行器的背景下，文件US 2531761描述了使用來自渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的燃燒室的熱氣。
[0012]這些熱氣經(jīng)由第一給送回路被引入到渦輪泵的渦輪中，并且使用向火箭馬達(dá)給送的推進(jìn)劑的氣體發(fā)生器的燃燒室連接至該渦輪的第二給送回路。
[0013]除了使用在高壓條件下存儲的冷氣的啟動裝置之外，現(xiàn)有技術(shù)的使用熱氣的裝置在渦輪啟動時會使渦輪經(jīng)受嚴(yán)重的熱沖擊。
[0014]例如，來自煙火啟動器的氣體的溫度至少約為1300°C，并且在文件US 2 531 761中的從渦輪噴氣發(fā)動機(jī)的燃燒室排放的熱氣約為1200°C。
[0015]就其本身而言，增壓存儲裝置很重并且很大。
[0016]最后，對于用于執(zhí)行許多飛行任務(wù)的航天飛機(jī)類型的飛行器而言，使用標(biāo)準(zhǔn)的成本是重要的。這意味著需要在兩個飛行任務(wù)之間限制部件的維修和更換；由此，需要使各設(shè)備單元上的應(yīng)力最小化以便增加各設(shè)備的使用壽命。
[0017]因此，在此背景下，需要減小渦輪泵所經(jīng)受的熱沖擊，并因此需要減小渦輪泵所經(jīng)受的溫度，并且需要更為逐步地加熱渦輪泵。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0018]本發(fā)明提出了一種用于對包括火箭馬達(dá)和用于推進(jìn)飛行器的渦輪發(fā)動機(jī)的飛行器的火箭馬達(dá)的渦輪泵進(jìn)行啟動的裝置，其特征在于，該裝置包括氣壓源，該氣壓源用于通過如下回路來啟動渦輪泵的渦輪:該回路用于噴射通過分接部從用于推進(jìn)飛行器的渦輪發(fā)動機(jī)的壓縮機(jī)級排放的壓縮空氣，該分接部位于所述渦輪發(fā)動機(jī)的燃燒室的上游側(cè)。
[0019]與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明的使用未燃燒過的氣體的裝置在渦輪從冷的狀態(tài)啟動時能夠避免渦輪泵的渦輪經(jīng)受熱沖擊。
[0020]與現(xiàn)有技術(shù)的裝置相比，本發(fā)明的裝置對渦輪進(jìn)行加熱的程度較小，這是因?yàn)楸景l(fā)明的裝置使用的壓縮空氣的最大溫度約為600°C。此外，本發(fā)明的裝置保持得相對緊湊，并且對飛行器的推進(jìn)系統(tǒng)增加的質(zhì)量相對較少。
[0021]此外，與現(xiàn)有技術(shù)的裝置不同的是，對向渦輪給送的氣體流進(jìn)行控制的構(gòu)件不會受到高溫作用。
[0022]有利地，該裝置包括用于驅(qū)動渦輪泵的渦輪旋轉(zhuǎn)的氣體發(fā)生器的燃燒室，當(dāng)火箭馬達(dá)運(yùn)行時，所述室被給送有液體推進(jìn)劑。
[0023]根據(jù)一個特定實(shí)施方式，用于將壓縮空氣噴射到渦輪中的回路適于向所述室填充所述壓縮空氣，以便在氣體發(fā)生器的點(diǎn)燃階段期間將氧氣與至少一種液體推進(jìn)劑噴射到一起或者將氧氣噴射到液體推進(jìn)劑的混合物中，以便改進(jìn)這些液體推進(jìn)劑的燃燒的起始過程。
[0024]根據(jù)一個有利實(shí)施方式，該裝置還包括用于對所排放的空氣進(jìn)行冷卻的裝置。
[0025]根據(jù)一個特定實(shí)施方式，該冷卻裝置包括由來自飛行器外部的空氣冷卻的熱交換器。
[0026]根據(jù)替代性或補(bǔ)充性實(shí)施方式，該冷卻裝置使用用于向火箭馬達(dá)給送低溫推進(jìn)劑的管路的全部或一部分。
[0027]有利地，渦輪泵的渦輪的氣壓源設(shè)置有閥、校準(zhǔn)裝置和單向閥，使得適于由分接部快速可控地啟動渦輪的旋轉(zhuǎn)。
[0028]本發(fā)明還涉及一種對包括至少一個渦輪發(fā)動機(jī)和至少一個火箭馬達(dá)的飛行器進(jìn)行推進(jìn)的系統(tǒng)，該系統(tǒng)包括根據(jù)本發(fā)明的用于啟動火箭馬達(dá)的渦輪泵的裝置，并且特別地，本發(fā)明適用于包括這種推進(jìn)系統(tǒng)的航天飛機(jī)或高超音速飛行器。
[0029]最后，本發(fā)明涉及一種通過本發(fā)明的裝置來啟動火箭馬達(dá)渦輪泵的方法，該方法包括如下兩個步驟:首先，將壓縮空氣噴射到渦輪泵的渦輪中；然后，由于渦輪由壓縮空氣驅(qū)動，因而將推進(jìn)劑噴射到氣體發(fā)生器的燃燒室中以驅(qū)動渦輪泵。
[0030]有利地，當(dāng)氣體發(fā)生器中的壓力超過閥的設(shè)定時，由閥阻止空氣噴射到渦輪中。
【附圖說明】
[0031]在參照附圖閱讀以下描述內(nèi)容時，本發(fā)明的其它特征和優(yōu)點(diǎn)將會變得明顯，在附圖中:
[0032]圖1示出了根據(jù)本發(fā)明的原理的裝置的示意圖；
[0033]圖2示出了根據(jù)本發(fā)明的第一變型的具有空氣交換器的裝置的示意圖；
[0034]圖3示出了根據(jù)本發(fā)明的第二變型的具有液體交換器的裝置的示意圖；
[0035]圖4示出了根據(jù)本發(fā)明的第三變型的通過氣體發(fā)生器室來給送的裝置的示意圖。
【具體實(shí)施方式】
[0036]本發(fā)明涉及包括兩種不同的推進(jìn)系統(tǒng)的航天飛機(jī)的馬達(dá)系統(tǒng)，其中，所述兩種不同的推進(jìn)系統(tǒng)為:一個或更多個渦輪噴氣發(fā)動機(jī)，所述渦輪噴氣發(fā)動機(jī)用于大氣階段的飛行；以及火箭推進(jìn)系統(tǒng)，該火箭推進(jìn)系統(tǒng)使用一個或更多個液體燃料火箭馬達(dá)，所述液體燃料火箭馬達(dá)具有渦輪泵且用于太空飛行比如亞軌道飛行。
[0037]圖1示意性地示出了根據(jù)本發(fā)明的這種推進(jìn)系統(tǒng)，該推進(jìn)系統(tǒng)包括渦輪噴氣發(fā)動機(jī)5和火箭馬達(dá)2，在渦輪噴氣發(fā)動機(jī)5與火箭馬達(dá)2之間是渦輪泵1，渦輪泵I用于向火箭馬達(dá)進(jìn)行給送。
[0038]為了簡單起見，并未示出飛行器的火箭馬達(dá)和熱力發(fā)動機(jī)的已知的儲箱和輔助系統(tǒng)。
[0039]本文中，渦輪泵是這樣的渦輪泵:該渦輪泵包括渦輪la，渦輪Ia對兩個泵lb、lc進(jìn)行驅(qū)動，泵lb、lc在壓力作用下向火箭馬達(dá)給送液體推進(jìn)劑11、12，例如，從儲箱一一其為現(xiàn)有技術(shù)中的常規(guī)儲箱且未示出一一泵送的燃料和氧化劑。
[0040]渦輪發(fā)動機(jī)5例如為渦輪噴氣發(fā)動機(jī)類型，其對飛行器進(jìn)行推進(jìn)，渦輪發(fā)動機(jī)5通常包括:多個壓縮機(jī)級6 ;燃燒室7 ;以及渦輪16，渦輪16受到來自燃燒室的排出流的作用，并且對壓縮機(jī)6進(jìn)行驅(qū)動。
[0041]本發(fā)明的裝置排放出由壓縮機(jī)6壓縮的空氣而向火箭馬達(dá)的渦輪泵I的渦輪Ia的流體回路進(jìn)行給送。
[0042]該給送回路包括位于渦輪發(fā)動機(jī)5的壓縮機(jī)級6a中的分接部4。
[0043]將排放空氣的壓縮機(jī)級選擇成使得實(shí)現(xiàn)這樣的排放:該排放使渦輪發(fā)動機(jī)的操作性能下降，并且此外在產(chǎn)生與渦輪泵I的渦輪Ia的操作相兼容的氣體溫度和壓力的級中進(jìn)行該排放。在供給中間壓力(例如，約1bar量級的壓力)的壓縮機(jī)級中排放空氣。
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