本申请涉及火箭发动机，特别涉及一种液体火箭发动机自生增压及多次起动系统和飞行器。
背景技术：
1、低温推进剂液体火箭发动机起动前必须对发动机及其管路组件进行充分预冷，以保持发动机内部流道为低温状态。发动机工作过程需对推进剂贮箱进行增压，以满足发动机起动及工作过程的最低压力。燃气发生器循环发动机起动过程需进行涡轮泵起旋和燃气发生器及推力室点火两个主要步骤。
2、低温推进剂火箭发动机按预冷方式可分为排放预冷和循环预冷，排放预冷需要消耗大量推进剂，循环预冷分为被动预冷方式和强制循环预冷方式，强制循环预冷需设置驱动源。如一些相关技术公开通过小贮箱贮存过冷推进剂，采用高压气瓶挤压小贮箱推进剂，实现发动机预冷。此结构避免了推进剂浪费，但系统增加了小贮箱、气瓶、阀门管路等结构，增加了系统复杂性。
3、液体火箭推进剂贮箱增压，通常采用贮气式增压或自生增压，贮气式增压需要提供高压气瓶等独立的零部件，系统相对复杂，成本较高；自生增压指由发动机产生增压气体回到贮箱进行增压的方式，系统相对简单，成本低。如一些相关技术公开的采用船闸原理进行循环压力提升，实现贮箱自生增压。此结构系统相对简单，但需要合理的匹配系统工况、控制时序，应用场景受到一定条件限制。
4、燃气发生器循环涡轮泵起旋方式主要有火药起动器起旋、气瓶气旋等。如一些相关技术公开的采用气瓶系统实现多次涡轮起旋，实现发动机多次起动。该结构需要复杂的高压气瓶、高压阀门等结构。
5、燃气发生器、燃烧室点火方式主要有火药点火器点火、火炬式电点火等，火药点火器点火方式不适用于多次点火需求，火炬式电点火需要一套单独的点火系统。如一些相关技术公开的采用燃料罐、氧化剂罐缓存推进剂的方式，实现发动机多次点火，该方案需要复杂的推进剂罐、阀门等结构，系统复杂、质量重。
6、综合上述各个方案，目前液体火箭发动机系统中发动机预冷、贮箱增压、发动机多次起动等功能是通过相互独立的系统实现，存在系统结构复杂、质量重等问题。
技术实现思路
1、本申请实施例提供一种液体火箭发动机自生增压及多次起动系统和飞行器，以解决相关技术中发动机贮箱增压、发动机多次起动等功能是通过相互独立的系统实现，存在系统结构复杂等问题。
2、第一方面，提供了一种液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其包括：
3、推进剂贮箱；
4、推力室；
5、燃气发生器；
6、以及，管路子系统，其包括：
7、-第一管路，其上顺次连接有所述推进剂贮箱、第一阀门、电动泵、第五阀门和所述燃气发生器；
8、-第二管路，其上顺次连接有所述推进剂贮箱、第三阀门、涡轮泵和所述推力室；
9、-第三管路，其上顺次连接有所述涡轮泵、流量调节阀和所述燃气发生器，所述涡轮泵的涡轮位于所述燃气发生器的燃气喷口；
10、-第四管路，其一端与所述第一管路相连，并位于电动泵与第五阀门之间，另一端分别连接所述燃气发生器的火炬点火器、所述推力室的火炬点火器，所述第四管路上还连接有第六阀门；
11、-第五管路，其上顺次连接有所述电动泵、第二阀门、调压阀以及所述推进剂贮箱，所述第二阀门与调压阀之间还设置有用于加热所述第五管路内推进剂的加热管。
12、一些实施例中，所述第三管路与所述第一管路相连，以连接于所述燃气发生器上，且所述第三管路与所述第一管路的连接点位于电动泵与第五阀门之间；
13、和/或，所述第一管路上还设置有第七阀门，所述第四管路位于第七阀门与第五阀门之间。
14、一些实施例中，所述加热管采用电加热管；
15、或者，所述燃气发生器的燃气喷口朝向所述加热管。
16、一些实施例中，所述第五管路上还设置有安全阀和/或压力传感器；
17、和/或，所述调压阀采用机械式的减压阀，或者所述调压阀包括多台并联的电磁阀。
18、一些实施例中，所述系统还包括：
19、第六管路，其一端连接于所述第二管路上，并位于所述第三阀门、涡轮泵之间，另一端连接于所述第一管路上，并位于所述电动泵、第五阀门之间，且所述第六管路上设置有第八阀门；
20、第七管路，其一端连接于所述推进剂贮箱，另一端通过第四阀门连接于第二管路上，且所述第四阀门位于涡轮泵和所述推力室之间。
21、一些实施例中，所述第四阀门采用气动两位三通液阀。
22、一些实施例中，所述系统还包括：
23、电源，其与所述电动泵相连；
24、控制器，其与所述电动泵、第一阀门、第二阀门、第三阀门、第五阀门、第六阀门、流量调节阀相连。
25、一些实施例中，所述推进剂贮箱包括燃料贮箱和氧化剂贮箱；
26、所述管路子系统具有两套，其中一套所述管路子系统连接所述燃料贮箱、推力室和燃气发生器，另一套所述路子系统连接所述氧化剂贮箱、推力室和燃气发生器。
27、一些实施例中，两套所述管路子系统中的电动泵采用同轴电动泵；
28、和/或，两套所述管路子系统中的涡轮泵采用同一个涡轮；
29、和/或，两套所述管路子系统共用所述加热管。
30、第二方面，提供了一种飞行器，其包括如上任一所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统。
31、本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：
32、本申请实施例提供了一种液体火箭发动机自生增压及多次起动系统和飞行器，本申请通过增加电动泵为发动机提供驱动源，通过控制阀门及调节电动泵的工作模式，实现为推力室及燃气发生器的火炬点火器提供推进剂、为涡轮泵的起动过程燃气燃发器提供推进剂、为推进剂贮箱自生增压提供压力。与常规的自生增压系统、火药点火系统或高压气瓶点火系统、高压气瓶涡轮泵起动系统相比，具有结构简单、系统集成度更高、综合成本更低等优点，降低了液体火箭发动机及火箭动力系统的综合复杂度，并可实现液体火箭发动机多次起动。
1.一种液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于，其包括：
2.如权利要求1所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于：
3.如权利要求1所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于：
4.如权利要求1所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于：
5.如权利要求1所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于，所述系统还包括：
6.如权利要求5所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于：所述第四阀门(10)采用气动两位三通液阀。
7.如权利要求1所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于，所述系统还包括：
8.如权利要求1至7任一所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于：
9.如权利要求8所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统，其特征在于：
10.一种飞行器，其特征在于，其包括如权利要求1至9任一所述的液体火箭发动机自生增压及多次起动系统。
