CN108688829A - 固液动力亚轨道运载火箭 - Google Patents
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Abstract
本发明涉及航空航天领域，尤其是涉及一种固液动力亚轨道运载火箭，包括整流罩、仪器舱、一子级发动机、二子级发动机和级间段；整流罩与仪器舱相连接，仪器舱与二子级发动机固定连接，二子级发动机与级间段相连接，级间段与一子级发动机相连；其中，一子级发动机和二子级发动机分别为固液火箭发动机，固液火箭发动机的推进剂采用液体氧化剂和固体燃料组成；一子级发动机和二子级发动机采用串联的方式布置，且火箭本体采用无翼式结构，火箭本体的姿态控制采用多个并联的摆动喷管实现。本发明结构简单，成本低，安全可靠性高，推进剂绿色无毒，在亚轨道运载器中有广泛的应用前景。
Description
技术领域
本发明涉及航空航天技术领域，尤其是涉及一种固液动力亚轨道运载火箭。
背景技术
目前，随着各国航天技术的日益发展，临近空间高超声速飞行器在近年受到了高度关注。亚轨道运载火箭是临近空间高超声速飞行器进入临近空间、具备高超声速能力的运载工具，是实现先发制人的全球快速打击战略的基础。因此，安全可靠、经济性高、绿色环保的亚轨道运载火箭是临近空间飞行器飞行成功的基础和关键。
常用的火箭发动机中，固体火箭发动机结构简单、使用方便、反应迅速，但其比冲低、工作时间短、推力调节困难；液体火箭发动机比冲高、可进行推力调节和重复启动，但结构复杂、使用不便，多使用低温和有毒推进剂。
发明内容
本发明的一个目的在于提供一种固液动力亚轨道运载火箭，以至少解决现有技术中存在的技术问题之一。
为了实现上述目的，本发明提供了以下技术方案；
本发明提供的固液动力亚轨道运载火箭，包括整流罩、仪器舱、一子级发动机、二子级发动机和级间段；
所述整流罩与仪器舱可采用爆炸螺栓相连接，所述仪器舱与二子级发动机可采用螺栓固定连接，所述二子级发动机与级间段可采用爆炸螺栓相连接，所述级间段与一子级发动机可采用螺栓相连接；
其中，所述一子级发动机和二子级发动机分别为固液火箭发动机，所述固液火箭发动机的推进剂采用液体氧化剂和固体燃料组成；所述一子级发动机和二子级发动机采用串联的方式布置，且火箭本体采用无翼式结构，所述火箭本体的姿态控制采用多个并联的摆动喷管实现。
在上述技术方案中，进一步地，所述固液火箭发动机采用挤压式输送系统，并包括高压气瓶、第一阀门、推进剂贮箱、第二阀门、推力室组和发动机蒙皮骨架；
所述高压气瓶、第一阀门、推进剂贮箱、第二阀门、推力室组依次通过管路相连接；
所述高压气瓶内含高压气体，通过第一阀门将高压气体输入推进剂贮箱中；所述推进剂贮箱中含有液体氧化剂，所述高压气体进入后将氧化剂通过第二阀门挤入推力室组中；所述高压气瓶、推进剂贮箱、推力室组分别通过所述蒙皮骨架进行固定；所述推力室组包含多个推力室；多个所述推力室呈并联对称分布，相互之间通过骨架机构紧固支撑。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述推力室包括头腔、喷注面板、前燃室、推力室壳体、推力室绝热层、药柱、后燃室、摆动喷管和摆动伺服机构；液体氧化剂通过所述第二阀门注入头腔中，经过所述喷注面板中的喷注孔变为均匀液滴，与固体燃料药柱混合并在其表面进行燃烧；所述前燃室与后燃室使燃烧更加充分；推力室绝热层保护推力室的壳体不受燃烧室的高温破坏；所述摆动伺服机构与所述摆动喷管连接，为所述摆动喷管提供摆动力矩，所述摆动伺服机构通过螺栓安装在发动机蒙皮骨架上靠近所述摆动喷管的尾端。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述高压气瓶和推进剂贮箱分别有两种构型方式，球形或者圆柱形结构；其中，圆柱形中间为圆筒段，两端为椭球形封头且均带有裙结构。
在上述任一技术方案中，进一步地，当所述高压气瓶为球形高压气瓶，推进剂贮箱为球形推进剂贮箱时，二者采用蒙皮骨架连接与固定。
在上述任一技术方案中，进一步地，当所述高压气瓶为圆柱形高压气瓶，前裙在所述二子级发动机中与仪器舱蒙皮骨架相连，所述前裙在一子级发动机中与级间段蒙皮骨架相连；后裙与包裹球形推进剂贮箱的发动机蒙皮骨架相连，或与圆柱形推进剂贮箱的前裙相连；
当所述推进剂贮箱为圆柱形推进剂贮箱，前裙与包裹球形高压气瓶的发动机蒙皮骨架相连，或与圆柱形高压气瓶的后裙相连；后裙与包裹所述推力室组的发动机蒙皮骨架相连。
在上述任一技术方案中，进一步地，运载火箭的运行过程中包括垂直起飞段、程序转弯段、零攻角飞行段、一二级火箭分离段和程序俯仰角飞行段；
当运载火箭在发射点接收发射指令后，一子级发动机点火，垂直起飞段俯仰角始终保持为90°，程序转弯段使用攻角程序控制，当攻角降为零时开始零攻角飞行段，推进剂消耗完毕后关机；一二级火箭分离段中，二子级发动机与级间段之间的爆炸螺栓工作，使一子级发动机和级间段与上面的运载火箭分离，结束后二子级发动机点火开始工作；在程序俯仰角飞行段中，使用俯仰角变化率对运载火箭进行飞行控制，最终达到有效载荷释放点关闭二子级发动机，并释放有效载荷完成飞行任务。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述整流罩包括两个半整流罩，其中，每个半整流罩包括圆锥段和直筒段，所述圆锥段和直筒段采用蒙皮骨架连接结构。采用蒙皮骨架结构减轻质量，通过外形曲线设计保证气动性能，外表面涂有热防护涂层，头部内含有反推机构保证分离，内部为有效载荷的安装空间。
在上述任一技术方案中，进一步地，有效载荷通过紧锁机构与有效载荷释放装置连接，所述有效载荷释放装置与仪器舱蒙皮骨架通过螺栓或焊接方式固连；
运载火箭的弹上电器设备包括弹载电脑、电源装置、安全控制系统和遥测收发系统，所述弹载电脑、电源装置、安全控制系统和遥测收发系统通过电器设备支撑件与仪器舱蒙皮骨架固连。
在上述任一技术方案中，进一步地，所述级间段的安全控制机构包含安控火工品、安控指令收发机构，电池组为供给一子级发动机使用的电源供应系统，所述安控火工品和安控指令收发机构通过相应支撑件与级间段蒙皮骨架固连。
级间段采用蒙皮骨架结构，外表面涂有热防护涂层，内部含有安全控制和遥测系统、电池、一子级控制器。
一二子级发动机为固液火箭发动机，外表面涂有热防护涂层，结构部分由前至后依次为高压气瓶、推进剂贮箱、推力室组，相邻两者间通过管路和第一阀门和第二阀门连接，三者通过发动机蒙皮骨架固定。高压气瓶与推进剂贮箱为球形或椭球封头、带有前后裙的圆柱形，若为球形则需要蒙皮骨架进行固定，若为圆柱形则通过前后裙进行安装连接、圆筒段作为发动机外表面蒙皮以节省质量。推进剂贮箱内装有液体氧化剂98％过氧化氢，推力室组为四个推力室并联结构，由前至后为头腔、喷注面板、燃烧室、摆动喷管、摆动伺服机构，其中头腔为椭球型，喷注面板的作用为使氧化剂燃烧更加充分，燃烧室内装有固体燃料HTPB且前后留出前燃室和后燃室，摆动伺服机构与摆动喷管通过机械结构相连实现喷管的摆动。
本发明的工作原理是：
当各级发动机组装完成后，进行全箭组装并对接有效载荷。利用发射架进行固定地点发射，或采用运输车发射将其运送至发射点，并安装于便携式的发射台上进行发射。点火指令发出后，经由垂直起飞段、程序转弯段、零攻角飞行段、一二级火箭分离段、程序俯仰角飞行段，最终实现有效载荷的释放。
运载火箭工作过程中，一级火箭与二级火箭的俯仰、偏航、滚转三个姿态控制通过四个喷管的不同摆动组合实现。其原理可参照现有四摆动喷管并联且对称分布的发动机姿态控制。
一二子级的级间分离通过级间段与二子级发动机间的爆炸螺栓实现。整流罩的分离首先通过反推机构使其产生相互作用力，而后整流罩与仪器舱间的爆炸螺栓爆炸，实现两瓣抛离。有效载荷的分离通过有效载荷释放机构进行。
采用上述技术方案，本发明具有如下有益效果：
1.弥补了目前国内固液亚轨道运载火箭的空白，为固液火箭发动机提供了新领域的广阔应用前景。
2.相对于目前其它的亚轨道运载火箭，本发明的结构简单，成本低，可靠性高，绿色无毒，可以实现不同质量的有效载荷的运输。
3.利用固液火箭发动机本身的特性，通过阀门的开闭可实现多次启动，通过阀门控制流量的大小可实现推力调节，为有效载荷的精确释放提供了良好的条件。
4.固液混合火箭发动机的燃料和氧化剂分别采用不同物理状态，具有安全可靠、可控性(推力调节、关机和重启)高、推进剂能量高、绿色环保和成本低等优点，可作为传统固体和液体火箭发动机的有效补充，进行固液动力亚轨道运载火箭上的应用，对降低临近空间飞行器运载成本、提高飞行器的综合性能具有十分重要的研究意义和价值。
本发明的附加方面和优点将在下面的描述部分中变得明显，或通过本发明的实践了解到。
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本发明固液动力亚轨道运载火箭主要组件立体分解示意图；
图2本发明中半整流罩立体示意图；
图3本发明中仪器舱立体示意图；
图4本发明中级间段立体示意图；
图5本发明中固液火箭发动机主要组件立体示意图；
图6本发明中不同形状高压气瓶/推进剂贮箱立体示意图；
图7本发明中推力室剖面示意图；
图8本发明运载火箭飞行过程原理示意图。
附图标记：
1-整流罩；101-圆锥段；102-直筒段；2-仪器舱；201-有效载荷；202-有效载荷释放装置；203-仪器舱蒙皮骨架；204-弹上电器设备；205-电器设备支撑件；3-二子级发动机；301-高压气瓶；3011-球形高压气瓶；3012-圆柱形高压气瓶；302-第一阀门；303-推进剂贮箱；3031-球形推进剂贮箱；3032-圆柱形推进剂贮箱；304-第二阀门；305-推力室组；3051-头腔；3052-喷注面板；3053-前燃室；3054-推力室壳体；3055-推力室隔热层；3056-药柱；3057-后燃室；3058-摆动喷管；3059-摆动伺服机构；306-发动机蒙皮骨架；4-级间段；401-级间段蒙皮骨架；402-安全控制机构；403-电池组；5-一子级发动机；801-垂直起飞段；802-程序转弯段；803-零攻角飞行段；804-一二级火箭分离段；805-程序俯仰角飞行段。
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。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请的实施例及实施例中的特征可以相互组合。
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。
下面结合具体的实施方式对本发明做进一步地解释说明。
实施例一
为方便说明，本发明的实例中采用二级发动机串联布局，推力室组采用四推力室并联结构，高压气瓶/推进剂贮箱均为一个，推进剂采用98％过氧化氢/HTPB组合。而事实上，本发明的应用不受发动机串联个数、推力室组并联个数、高压气瓶/推进剂贮箱个数、推进剂组合的限制。只要采用了本发明的总体结构布局、固液火箭发动机结构布局和技术方案进行的改进或未经改进直接用于其它场合，均在本发明保护的范围之内。
图1中所示的是本发明固液动力亚轨道运载火箭主要组件立体分解示意图，从中能大体了解本发明的总体基本结构和组合形式。包括两瓣式的整流罩1、仪器舱2、二子级发动机3、级间段4、一子级发动机5。
两个半整流罩合成一个整流罩1，内部空间用于有效载荷的安放。整流罩1与仪器舱2采用爆炸螺栓相连，仪器舱2与二子级发动机3采用螺栓固连，二子级发动机3与级间段4采用爆炸螺栓相连，级间段4与一子级发动机5采用螺栓相连。
图2中所示的是本发明中半整流罩立体示意图，包括圆锥段101和直筒段102，采用蒙皮骨架结构。
图3中所示的是本发明中仪器舱立体示意图，包括201有效载荷，202有效载荷释放装置，203仪器舱蒙皮骨架，204弹上电器设备，205电器设备支撑件。
有效载荷201通过紧锁机构与有效载荷释放装置202连接，有效载荷释放装置202与仪器舱蒙皮骨架203通过螺栓或焊接方式固连。弹上电器设备204包括弹载电脑、电源装置、安全控制系统、遥测收发系统等，通过电器设备支撑件205与仪器舱蒙皮骨架203固连。
图4所示的是本发明中级间段立体示意图，包括级间段蒙皮骨架401，安全控制机构402，电池组403。
安全控制机构402包含安控火工品、安控指令收发机构等，电池组403为供给一子级发动机使用的电源供应系统，二者通过相应支撑件与级间段蒙皮骨架401固连。
图5为固液火箭发动机主要组件立体示意图，包括高压气瓶301，第一阀门302，推进剂贮箱303，第二阀门304，推力室组305，发动机蒙皮骨架306。发动机蒙皮骨306架可参照仪器舱蒙皮骨203架和级间段蒙皮骨架401，图5为保证其内部组件清晰直观不再画出。
高压气瓶301内含高压气体，通过管路阀门302将高压气体输入推进剂贮箱303中。推进剂贮箱303中含有液体氧化剂，高压气体进入后将氧化剂通过第二阀门304挤入推力室组305中。高压气瓶301、推进剂贮箱303、推力室组305通过蒙皮骨架进行固定，保持相对位置。推力室组305包含4个推力室，呈并联对称分布，相互之间通过骨架机构紧固支撑，保持相对位置。
图6是本发明中发动机高压气瓶301和推进剂贮箱303的两种构型方式，分别为球形高压气瓶3011/球形推进剂贮箱3031，圆柱形高压气瓶3012/圆柱形推进剂贮箱032。
圆柱形高压气瓶3012和圆柱形推进剂贮箱3032，中间为圆筒段，两端为椭球形封头且均带有裙结构。
第一阀门302和第二阀门304的连接形式与高压气瓶301和推进剂贮箱303的形状无关。若为球形高压气瓶3011和球形推进剂贮箱3031，则其连接方式与固定方式如图5所示。若为圆柱形高压气瓶3012，前裙在二子级发动机中与仪器舱蒙皮骨架203相连，在一子级发动机中与级间段蒙皮骨架401相连；后裙与包裹球形推进剂贮箱3031的发动机蒙皮骨架306相连，或与圆柱形推进剂贮箱3032的前裙相连；若为圆柱形推进剂贮箱3032，前裙与包裹球形高压气瓶3011的发动机蒙皮骨架306相连，或与圆柱形高压气瓶3012的后裙相连；后裙与包裹推力室组305的发动机蒙皮骨架306相连。以上所述中连接方式均为螺栓紧固。
图7是本发明中推力室结构示意图，包括头腔3051，喷注面板3052，前燃室3053，推力室壳体3054，推力室绝热层3055，药柱3056，后燃室3057，摆动喷管3058，摆动伺服机构3059。
液体氧化剂通过管路阀门304注入头腔3051中，经过喷注面板3052中的喷注孔变为均匀液滴，与固体燃料药柱3056混合并在其表面进行燃烧。前燃室3053与后燃室3057使燃烧更加充分，提高燃烧效率。推力室绝热层3055保护推力室壳体3054不受燃烧室的高温破坏。摆动伺服机构3059提供摆动喷管3058的摆动力矩，通过螺栓安装在发动机蒙皮306靠近喷管的尾端。
图8是本发明中运载火箭飞行过程原理示意图，包括垂直起飞段801，程序转弯段802，零攻角飞行段803，一二级火箭分离段804，程序俯仰角飞行段805。
运载火箭在发射点接收发射指令后，一子级发动机5点火，垂直起飞段801俯仰角始终保持为90°，程序转弯段802使用攻角程序控制，当攻角降为零时开始零攻角飞行段803，推进剂消耗完毕后关机。一二级火箭分离段804中，二子级发动机3与级间段4之间的爆炸螺栓工作，使一子级发动机5和级间段4与上面的运载火箭分离，结束后二子级发动机点火开始工作。程序俯仰角飞行段805中，使用俯仰角变化率对运载火箭进行飞行控制，最终达到有效载荷释放点关闭二子级发动机3，并释放有效载荷完成飞行任务。
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。此外，本领域的技术人员能够理解，尽管在此所述的一些实施例包括其它实施例中所包括的某些特征而不是其它特征，但是不同实施例的特征的组合意味着处于本发明的范围之内并且形成不同的实施例。例如，在上面的权利要求书中，所要求保护的实施例的任意之一都可以以任意的组合方式来使用。公开于该背景技术部分的信息仅仅旨在加深对本发明的总体背景技术的理解，而不应当被视为承认或以任何形式暗示该信息构成已为本领域技术人员所公知的现有技术。
Claims (10)
1.一种固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，包括整流罩、仪器舱、一子级发动机、二子级发动机和级间段；
所述整流罩与仪器舱相连接，所述仪器舱与二子级发动机固定连接，所述二子级发动机与级间段相连接，所述级间段与一子级发动机相连接；
其中，所述一子级发动机和二子级发动机分别为固液火箭发动机，所述固液火箭发动机的推进剂采用液体氧化剂和固体燃料组成；所述一子级发动机和二子级发动机采用串联的方式布置，且火箭本体采用无翼式结构，所述火箭本体的姿态控制采用多个并联的摆动喷管实现。
2.根据权利要求1所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
所述固液火箭发动机采用挤压式输送系统，并包括高压气瓶、第一阀门、推进剂贮箱、第二阀门、推力室组和发动机蒙皮骨架；
所述高压气瓶、第一阀门、推进剂贮箱、第二阀门、推力室组依次通过管路相连接；
所述高压气瓶内含高压气体，通过第一阀门将高压气体输入推进剂贮箱中；所述推进剂贮箱中含有液体氧化剂，所述高压气体进入后将氧化剂通过第二阀门挤入推力室组中；所述高压气瓶、推进剂贮箱、推力室组分别通过所述蒙皮骨架进行固定；所述推力室组包含多个推力室；多个所述推力室呈并联对称分布，相互之间通过骨架机构紧固支撑。
3.根据权利要求2所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
所述推力室包括头腔、喷注面板、前燃室、推力室壳体、推力室绝热层、药柱、后燃室、摆动喷管和摆动伺服机构；液体氧化剂通过所述第二阀门注入头腔中，经过所述喷注面板中的喷注孔变为均匀液滴，与固体燃料药柱混合并在其表面进行燃烧；所述前燃室与后燃室使燃烧更加充分；推力室绝热层保护推力室的壳体不受燃烧室的高温破坏；所述摆动伺服机构与所述摆动喷管连接，为所述摆动喷管提供摆动力矩，所述摆动伺服机构通过螺栓安装在发动机蒙皮骨架上靠近所述摆动喷管的尾端。
4.根据权利要求3所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
所述高压气瓶和推进剂贮箱分别有两种构型方式，球形或者圆柱形结构；其中，圆柱形中间为圆筒段，两端为椭球形封头且均带有裙结构。
5.根据权利要求4所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
当所述高压气瓶为球形高压气瓶，推进剂贮箱为球形推进剂贮箱时，二者采用蒙皮骨架连接与固定。
6.根据权利要求4所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
当所述高压气瓶为圆柱形高压气瓶，前裙在所述二子级发动机中与仪器舱蒙皮骨架相连，所述前裙在一子级发动机中与级间段蒙皮骨架相连；后裙与包裹球形推进剂贮箱的发动机蒙皮骨架相连，或与圆柱形推进剂贮箱的前裙相连；
当所述推进剂贮箱为圆柱形推进剂贮箱，前裙与包裹球形高压气瓶的发动机蒙皮骨架相连，或与圆柱形高压气瓶的后裙相连；后裙与包裹所述推力室组的发动机蒙皮骨架相连。
7.根据权利要求1所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
运载火箭的运行过程中包括垂直起飞段、程序转弯段、零攻角飞行段、一二级火箭分离段和程序俯仰角飞行段；
当运载火箭在发射点接收发射指令后，一子级发动机点火，垂直起飞段俯仰角始终保持为90°，程序转弯段使用攻角程序控制，当攻角降为零时开始零攻角飞行段，推进剂消耗完毕后关机；一二级火箭分离段中，二子级发动机与级间段之间的爆炸螺栓工作，使一子级发动机和级间段与上面的运载火箭分离，结束后二子级发动机点火开始工作；在程序俯仰角飞行段中，使用俯仰角变化率对运载火箭进行飞行控制，最终达到有效载荷释放点关闭二子级发动机，并释放有效载荷完成飞行任务。
8.根据权利要求1所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
所述整流罩包括两个半整流罩，其中，每个半整流罩包括圆锥段和直筒段，所述圆锥段和直筒段采用蒙皮骨架连接结构。
9.根据权利要求1所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
有效载荷通过紧锁机构与有效载荷释放装置连接，所述有效载荷释放装置与仪器舱蒙皮骨架通过螺栓或焊接方式固连；
运载火箭的弹上电器设备包括弹载电脑、电源装置、安全控制系统和遥测收发系统，所述弹载电脑、电源装置、安全控制系统和遥测收发系统通过电器设备支撑件与仪器舱蒙皮骨架固连。
10.根据权利要求1所述的固液动力亚轨道运载火箭，其特征在于，
所述级间段的安全控制机构包含安控火工品、安控指令收发机构，电池组为供给一子级发动机使用的电源供应系统，所述安控火工品和安控指令收发机构通过相应支撑件与级间段蒙皮骨架固连。
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