CN107628274A - 利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及火箭的姿态控制发动机领域，尤其是涉及一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统。姿态控制装置包括至少两组发动机组；每组发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；第一发动机和第二发动机在同一直线上；第三发动机与第一发动机垂直。姿态控制系统包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和姿态控制装置；推进剂贮箱内的推进剂通过换热器的一条回路进入主发动机中；主发动机的燃气接口排出的燃气通过换热器的另一条回路进入到缓冲气罐内；缓冲气罐与姿态控制装置连通。本发明能够灵活的控制火箭的姿态，实现俯仰、滚动和偏航功能；能够便于制造和安装；本发明也是系统总质量较轻的最优布局方案。

Description

利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统

技术领域

本发明涉及火箭的姿态控制发动机领域，尤其是涉及一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统。

背景技术

姿态控制发动机能够对火箭的俯仰、滚动、偏航进行控制，提高火箭的飞行精度。其性能指标直接影响火箭的运载精度或导弹的作战性能。常用的姿态控制发动机主要有高压氮气、液体及固体推进剂三种。高压氮气姿控发动机采用高压氮气冷气喷嘴系统作为姿控动力装置，多采用惰性气体挤压推进剂喷出。因其比冲低，一般适用于小冲量、小推力姿态控制。液体姿控火箭发动机多为单组元催化分解发动机，主要由充气阀、气瓶、电爆阀、减压器、贮箱、推力装置、管路等组成，该系统在姿控发动机上普遍采用，较易实现脉冲控制、比冲高，因而，姿控所需要的总冲量也小。固体姿控火箭发动机在弹道导弹中段和再入初段，采用单元增压的多个脉冲燃气发生器间隔工作，向容气瓶充气，通过喷管产生推力对弹头实施控制，可实现任意开、关机的实时控制；在弹头变轨前后及变轨期间的姿控采用单室双推力及常开燃气阀的固体姿控系统。

现有的高压氮气姿控发动机需采用厚壁贮箱和高压气瓶，因此结构质量较重。此外，其冷气效率低、比冲低，不适用于大冲量、大推力姿态控制。液体姿控火箭发动机系统复杂、有毒，安全性及可靠性较差，且贮存期较短。固体姿控火箭发动机作动次数有限，只能做有限调整，灵活性不足。

发明内容

本发明的目的在于提供一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统，以解决现有技术中存在的技术问题。

本发明提供的利用火箭发动机燃气的姿态控制装置，包括至少两组发动机组；

两组所述发动机组相对设置；

每组所述发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；

所述第一发动机和所述第二发动机相对设置在同一直线上；

所述第三发动机与所述第一发动机垂直设置，且设置在远离相对一组发动机组的一侧。

进一步的，所述第一发动机、所述第二发动机和所述第三发动机上均设置有高速电磁阀。

本发明还提供了一种利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和上述的姿态控制装置；

所述推进剂贮箱内的推进剂通过所述换热器的一条回路进入所述主发动机中；

所述主发动机的燃气接口排出的燃气通过所述换热器的另一条回路进入到所述缓冲气罐内；

所述缓冲气罐与所述姿态控制装置连通。

进一步的，所述推进剂贮箱与所述换热器之间设置有涡轮泵。

进一步的，所述换热器为列管式换热器。

进一步的，所述换热器包括主体、折流板和换热管；

所述主体内设置有进气腔、换热腔和排气腔；

所述换热管设置在所述换热腔内；

所述换热管的两端分别与所述进气腔和所述排气腔连通；

所述折流板设置在所述换热腔内，且与所述换热管垂直。

进一步的，相邻的所述折流板设置在换热腔相对的侧壁上。

进一步的，所述换热器与所述缓冲气罐之间设置有过滤器。

进一步的，所述换热器与所述缓冲气罐之间设置有电磁阀。

进一步的，所述缓冲气罐与所述姿态控制装置之间设置有稳压器。

本发明提供的姿态控制装置和姿态控制系统，将姿态控制的方式设置为两组相对设置的发动机组，其分别为三个发动机，且三个发动机构成T形，两组T形的发动机组通过控制不同的发动机的开启和关闭，能够灵活的控制火箭的姿态，实现俯仰、滚动和偏航功能；且将发动机分别集成为两组，能够便于制造和安装；同时，在较大控制冲量和冲量矩条件下，本发明也是系统总质量较轻的最优布局方案。

附图说明

为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的姿态控制系统的结构示意图；

图2为本发明实施例提供的换热器的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的姿态控制装置的结构示意图。

附图标记：

1：推进剂贮箱；2：涡轮泵；3：换热器；301：第一进气口；302：第二进气口；303：折流板；304：换热管；305：第二出气口；306：第一出气口；307：换热腔；308：进气腔；309：排气腔；4：主发动机；5：过滤器；6：电磁阀；7：缓冲气罐；8：稳压器；9：高速电磁阀；10：姿态控制装置；1001：第一发动机；1002：第三发动机；1003：第二发动机；1004：第四发动机；1005：第六发动机；1006：第五发动机。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“上”、“下”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。

此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

如附图3所示，本发明提供了一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置，包括至少两组发动机组；

两组所述发动机组相对设置；

每组所述发动机组包括第一发动机1001、第二发动机1003和第三发动机1002；

所述第一发动机1001和所述第二发动机1003相对设置在同一直线上；

所述第三发动机1002与所述第一发动机1001垂直设置，且设置在远离相对一组发动机组的一侧。

图3为两组共六台发动机的布局后视示意图，其布局为“T”型，实现了横平竖直集中布局方式。

相对于“分散布局”，该布局形式将3个发动机集成为一组，便于制造和安装，给发动机燃气输送管道的设计带来了一定的便利。其中第三发动机1002和第六发动机1005控制飞行器俯仰，第一发动机1001、第二发动机1003、第四发动机1004、第五发动机1006控制飞行器的滚转和偏航。

当第三发动机1002工作时，飞行器向下飞行；当第六发动机1005工作时，飞行器向上飞行；当第一发动机1001和第五发动机1006同时工作时，飞行器向右偏航；当第二发动机1003和第四发动机1004同时工作时，飞行器向左偏航；当第一发动机1001和第四发动机1004同时工作时，飞行器顺时针滚转；当第二发动机1003和第五发动机1006同时工作时，飞行器逆时针滚转。

优选的实施方式为，所述第一发动机1001、所述第二发动机1003和所述第三发动机1002上均设置有高速电磁阀9。

在本实施例中，高速电磁阀组与发动机组进行组合一体化设计，每个发动机均对应一个高速电磁阀9进行控制，用于按指定要求产生推力。发动机组采用6组高速电磁阀9与姿控推力室组合；每个姿控发动机由相应的高速电磁阀9控制工作状态。

本发明还提供了一种利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其包括推进剂贮箱1、换热器3、主发动机4、缓冲气罐7和上述的姿态控制装置10；

所述推进剂贮箱1内的推进剂通过所述换热器3的一条回路进入所述主发动机4中；

所述主发动机4的燃气接口排出的燃气通过所述换热器3的另一条回路进入到所述缓冲气罐7内；

所述缓冲气罐7与所述姿态控制装置10连通。

如图1所示，在本实施例中，提供了一种火箭发动机的姿态控制系统，用于运载火箭、导弹等在飞行过程中的俯仰、滚转、偏航等姿态控制。

在本实施例中，姿态控制系统主要由推进剂贮箱1、换热器3中冷推进剂部分、主发动机4及其侧部的燃气接口组成。姿态控制系统以主发动机4的燃烧室内产生的燃气作为推进工质，主要由换热器3中燃气部分、缓冲气罐7、高速电磁阀组、发动机组以及控制系统、连接管路等组成。

在本实施例中，推进剂贮箱1将燃料输送至管路中。主发动机4燃烧室内燃气由燃气接口引出，在换热器3内与从推进剂贮箱1内输送过来的推进剂进行热量交换，降低燃气温度后，工质进入缓冲气罐7，并进行加压充气。

缓冲气罐7压强达到一定阈值后，当发动机组需要工作时，打开高速电磁阀组，工质从缓冲气罐7输送到发动机组中，使得燃气姿控系统实现协同工作。

在本实施例中，将姿态控制系统安装在箭体质心之前的合适位置，来满足箭体气动外形和姿控性能的平衡。

在本实施例中，燃气接口位于主发动机4的机身部与喷管收敛段交界处，其接口处通过螺纹连接；外部结构材料选用碳/碳和碳/陶瓷绝热件，内部选用碳/酚醛材料作为燃气进口件。其间密封采用石墨衬垫和O型环，同时用C34胶泥填充螺纹接头。

在本实施例中，换热器3用于实现引出的燃气与流入主发动机4的推进剂进行热量交换。

在本实施例中，缓冲气罐7用于储存从主发动机4燃烧室引出的燃气，并维持发动机组推力室压力的稳定性。高速电磁阀组和发动机组公用同一个缓冲气罐7。

在本实施例中，姿态控制系统尤其适合于配合固液混合火箭发动机使用，从固液混合火箭发动机燃烧室引出燃气，有助于提高主发动机4燃烧效率，部分氧化剂经换热器3升温后催化分解更加完全，有利于提高燃烧效率。

优选的实施方式为，所述推进剂贮箱1与所述换热器3之间设置有涡轮泵2。

在本实施例中，推进剂贮箱1内的推进剂通过涡轮泵2将其输送到换热器3中。

涡轮泵2是由涡轮带动泵，对液体推进机组元—氧化剂和燃料进行增压的一种联动装置。利用来自燃气发生器的高温高压燃气作为工质驱动涡轮旋转，以带动泵的旋转。从而来自贮箱的氧化剂和燃料经泵增压后，供应到推力室。

涡轮泵2是液体火箭发动机中高速旋转组件，同时进入涡轮的高温高压燃气以及经过泵增压的低温推进剂，随着压力的提高，涡轮泵2的可靠性在整个发动机可靠性中占有重要地位，在发动机发生的故障中，约有一半左右发生在涡轮泵2中。因此对涡轮泵2提出要求：在发动机所有工况下，应满足发动机分配的可靠度要求。同时为保证液体火箭发动机有较小的尺寸和质量，涡轮泵2应有较小的尺寸和质量。

优选的实施方式为，所述换热器3为列管式换热器3。

如图2所示，换热器3采用列管式换热器3结构，与其它几种换热器3相比，单位体积设备所能提供的传热面积要大得多，传热效果也较好。并且其设备结构紧凑、坚固，适应性较强，适用于高温、高压环境。

需要指出的是，在本实施例中，换热器3采用列管式换热器3，但其不仅仅局限于列管式换热器3，其还可以是其他类型的换热器3，也就是说，其只要能够实现推进剂和燃气之间的热交换即可。

优选的实施方式为，所述换热器3包括主体、折流板303和换热管304；

所述主体内设置有进气腔308、换热腔307和排气腔309；

所述换热管304设置在所述换热腔307内；

所述换热管304的两端分别与所述进气腔308和所述排气腔309连通；

所述折流板303设置在所述换热腔307内，且与所述换热管304垂直。

在本实施例中，换热器3用于实现从主发动机4引出的燃气与流入主发动机4的推进剂的热量交换，降低引出燃气的温度，同时给流入主发动机4的推进剂预热。

在本实施例中，生成的热燃气从主发动机4的侧部的热第二进气口302进入换热器3，并流经多个折流板303，使其在交错排列的换热管304间的流动得到了强化，最终从第二出气口305流出；同时，冷推进剂从第一进气口301沿轴向流入多个换热管304，与管壁外的热燃气充分换热，最终从第一出气口306流出。主发动机4推进剂与燃气经换热器3产生热量交换，既预热了推进剂，提高其初始温度；同时，还能降低燃气温度，有效避免了能量的损失，有利于提高阀门、姿控推力室等部件的使用寿命，提高了姿控系统的可靠性。

优选的实施方式为，相邻的所述折流板303设置在换热腔307相对的侧壁上。

相邻设置的折流板303设置在相对的侧壁上，能够进一步将换热管304间的流动得到强化。

优选的实施方式为，所述换热器3与所述缓冲气罐7之间设置有过滤器5。

在本实施例中，燃气通过过滤器5进入缓冲气罐7，能够有效的防止推进剂颗粒沉积造成的管道不畅或者堵塞。

优选的实施方式为，所述换热器3与所述缓冲气罐7之间设置有电磁阀6。

在本实施例中，通过开关电磁阀6控制缓冲气罐7是否进气。

在本实施例中，当火箭的发动机开始工作后，打开电磁阀6，经冷却、过滤后的燃气进入缓冲气罐7，对其加压充气；当缓冲气罐7的压强达到一定阈值时，关闭电磁阀6，切断对缓冲气罐77的供气。

优选的实施方式为，所述缓冲气罐7与所述姿态控制装置10之间设置有稳压器8。

在本实施例中，缓冲气罐7和稳压器8组合使用。

在本实施例中，稳压器8设置于缓冲气罐7之后的管路上，用于维持缓冲气罐7后燃气管路的压力稳定性。通过稳压器8，能够在较宽的入口压力范围内获得较高的出口压力调节精度，避免进入发动机组的燃气压力产生较大波动，影响正常工作。

由上述可以看出，本发明提供的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其具有以下优点：

1、可实现将推力室内的燃气引出并用于发动机组工作的功能；

2、通过电磁阀6和缓冲气罐7的组合较易实现脉冲控制、比冲高，因此控制所需的总冲小；

3、通过换热器3能够保证推进剂贮箱1和发动机组工作在许用温度范围内；

4、相比传统姿态控制系统，去掉了厚壁贮箱和高压气瓶，取而代之的是从推力室获取推进工质，并通过电磁阀6控制管路，利用缓冲气罐7进行调压控制。其结构质量相对较轻。

5、发动机组的布局方式为“T”型，将6个发动机分别集成为两组，便于制造和安装；在较大控制冲量和冲量矩条件下，该布局也是系统总质量较轻的最优布局方案。

本发明提供的利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统，将姿态控制的方式设置为两组相对设置的发动机组，其分别为三个发动机，且三个发动机构成T形，两组T形的发动机组通过控制不同的发动机的开启和关闭，能够灵活的控制火箭的姿态，实现俯仰、滚动和偏航功能；且将发动机分别集成为两组，能够便于制造和安装；同时，在较大控制冲量和冲量矩条件下，本发明也是系统总质量较轻的最优布局方案。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (10)

1.一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置，其特征在于，包括至少两组发动机组；

两组所述发动机组相对设置；

每组所述发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；

所述第一发动机和所述第二发动机相对设置在同一直线上；

所述第三发动机与所述第一发动机垂直设置，且设置在远离相对一组发动机组的一侧。

2.根据权利要求1所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制装置，其特征在于，所述第一发动机、所述第二发动机和所述第三发动机上均设置有高速电磁阀。

3.一种利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和权利要求1或2所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制装置；

所述推进剂贮箱内的推进剂通过所述换热器的一条回路进入所述主发动机中；

所述主发动机的燃气接口排出的燃气通过所述换热器的另一条回路进入到所述缓冲气罐内；

所述缓冲气罐与所述姿态控制装置连通。

4.根据权利要求3所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，所述推进剂贮箱与所述换热器之间设置有涡轮泵。

5.根据权利要求3所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，所述换热器为列管式换热器。

6.根据权利要求3所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，所述换热器包括主体、折流板和换热管；

所述主体内设置有进气腔、换热腔和排气腔；

所述换热管设置在所述换热腔内；

所述换热管的两端分别与所述进气腔和所述排气腔连通；

所述折流板设置在所述换热腔内，且与所述换热管垂直。

7.根据权利要求6所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，相邻的所述折流板设置在换热腔相对的侧壁上。

8.根据权利要求3所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，所述换热器与所述缓冲气罐之间设置有过滤器。

9.根据权利要求3所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，所述换热器与所述缓冲气罐之间设置有电磁阀。

10.根据权利要求3所述的利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其特征在于，所述缓冲气罐与所述姿态控制装置之间设置有稳压器。