CN108895921A - 用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统 - Google Patents

Abstract

本发明涉及运载火箭姿态控制系统领域，尤其是涉及一种用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，包括四个俯仰滚转姿控发动机和两个偏航姿控发动机；两个偏航姿控发动机分别沿着火箭三子级的主发动机的外侧正负Z轴上；第一俯仰滚转姿控发动机安装在主发动机的表面上，并与Z轴的负方向呈40度夹角；第四俯仰滚转姿控发动机安装在主发动机的表面上，并与Z轴的正方向呈40度夹角；其余两个俯仰滚转姿控发动机相对XZ平面对称安装在主发动机的表面上。本方案通过六个姿控发动机作为推力，推力器数量较少，可以很大程度降低无效载荷，提高整个运载火箭的运输能力。同时，降低姿控系统故障率，增强系统稳定性和安全性。

Description

用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统

技术领域

本发明涉及运载火箭姿态控制系统技术领域，尤其是涉及一种用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统。

背景技术

姿态控制系统是运载火箭的三子级上必不可少的组成部分。其作用包括对三子级在滑翔段进行俯仰，偏航，滚转三轴的姿态控制；三子级主发动机点火前液体氧化剂的沉底；三子级主发动机停止工作后的制动；三子级的辅助动力系统。

现有的中型和大型运载火箭主要采用的是12推力器方案(一共三组，分别控制俯仰、偏航、滚转三轴，每组四台)，或24推力器方案(一套冗余设计)。而对于固液小型运载火箭来说，三子级总质量和转动惯量均较小，可控性较高，常规的姿控系统包含过多的姿控发动机，会带来更大的风险因素，降低安全性和可靠性；会增加大量的无效载荷，降低固液小型运载火箭的运载能力；

目前，在国内外运载火箭动力系统、飞船、空间站及其它航天器上应用姿控发动机分为双组元姿控发动机，单组元姿控发动机和冷气姿控发动机三种，双组元姿控发动机中氧化剂和燃料需要两套独立的推进剂供应系统，结构复杂，无效载荷大，推力较大，造价很高，多为大型运载火箭的末级使用，不宜运用于固液小型运载火箭。单组元发动机基本采用肼和四氧化二氮等有毒推进剂推进系统，这些推进剂的生产、储存、运输和使用都比较复杂，推进系统的维修、更换、检查、加注等过程中微小的泄漏都可能危及人员的生命安全。在环境保护和人类健康维护呼声越来越高的情况下，有毒推进剂推进系统的使用越来越受到限制。冷气姿控发动机多采用惰性气体作为工质，温度较低，比冲较低，效率低，多用于卫星的姿态控制，对运载火箭三子级控制能力较弱。此外常规单组元发动机和冷气姿控发动机需要一套独立的挤压式推进剂供应系统，无效载荷也较大。

发明内容

本发明的目的在于提供一种用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，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；

本发明提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，包括第一俯仰滚转姿控发动机、第二俯仰滚转姿控发动机、第三俯仰滚转姿控发动机、第四俯仰滚转姿控发动机、第一偏航姿控发动机和第二偏航姿控发动机；

所述第一偏航姿控发动机和第二偏航姿控发动机分别沿着火箭三子级的主发动机的外侧正负Z轴上，且所述第一偏航姿控发动机的喷管喷出方向朝向Z轴的负方向，所述第二偏航姿控发动机的喷管喷出方向朝向Z轴的正方向；所述第一俯仰滚转姿控发动机安装在所述主发动机的表面上，并与Z轴的负方向呈40度夹角，第一俯仰滚转姿控发动机的喷管的喷出方向朝向Y轴的正方向和Z轴的正方向，同时与所述主发动机的圆柱面相切；所述第四俯仰滚转姿控发动机安装在所述主发动机的表面上，并与Z轴的正方向呈40度夹角，第四俯仰滚转姿控发动机的喷管的喷出方向朝向Y轴的正方向和Z轴的负方向，同时与所述主发动机的圆柱面相切；所述第二俯仰滚转姿控发动机和第三俯仰滚转姿控发动机相对XZ平面对称安装在所述主发动机的表面上。

在上述技术方案中，进一步地，所述第一俯仰滚转姿控发动机、第二俯仰滚转姿控发动机、第三俯仰滚转姿控发动机和第四俯仰滚转姿控发动机分别位于所述主发动机X轴方向的中部质心处。

在上述任一技术方案中，进一步地，每个姿控发动机的推进剂从所述主发动机的氧化剂分流得到，并与所述主发动机公用一套推进剂的供应系统。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述推进剂为过氧化氢。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述供应系统包括氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱和电磁阀；

所述氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱通过管路依次连接，且所述过氧化氢贮箱的出口通过管路连通所述电爆阀，所述电爆阀的出口连接可调文氏管，每一所述可调文氏管后一个接姿态发动机。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述供应系统还包括安全阀和压力表，所述安全阀和压力表设置在所述过氧化氢贮箱上，所述压力表用于检测所述过氧化氢贮箱内的压力值，所述安全阀用于对所述过氧化氢贮箱进行泄压。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述可调文氏管包括气蚀文氏管和锥形体，所述气蚀文氏管的喉部中心与所述锥形体的锥面同心安装，且所述锥形体与驱动机构相连接，所述驱动机构通过控制所述锥面的轴向位移，进而改变气蚀文氏管中氧化剂的流通面积。

在上述任一技术方案中，进一步地，每一个姿控发动机均包括集液腔、推力室壳体和喷管；所述集液腔的一端设置有推进剂入口，另一端与所述推力室壳体相连接，所述集液腔并与推力室的相连通，推力室的后端连接所述喷管；其中，所述集液腔内的隔板上设置有喷注孔，靠近所述喷注孔处设置有催化床。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述推力室壳体的外侧设置有安装通孔，所述安装通孔用于固定所述推力室壳体。

在上述任一技术方案中，进一步地，所述催化床为镍基银网催化床。

采用上述技术方案，本发明具有如下有益效果：

1、通过六个推力器即六个单组元火箭发动机(姿控发动机)，但对于小型运载火箭的三子级的主发动机，控制能力可以满足要求，而推力器数量较少，可以很大程度降低无效载荷，提高整个运载火箭的运输能力。同时，降低姿控系统故障率，增强系统稳定性和安全性。

2、姿控系统采用的推力器，所使用的推进剂过氧化氢，可直接从运载火箭三子级所用的氧化剂供应系统中，分流得到，无需单独的贮箱，有效降低姿控系统的结构质量，增加运载火箭的运载能力。

3、固液小型运载火箭采用的是挤压式供应系统，高压氦气瓶对氧化剂贮箱进行增压，输送的过氧化氢压力已经可以满足单组元发动机的点火要求，无需单独的推进剂供应系统，只需再单独配备电磁阀、可调文氏管等流量控制装置。此设计结构简单，安全性高，可靠性高，可以进一步降低姿控系统的结构质量，增加运载火箭的运载能力。

4、过氧化氢单组元催化分解发动机采用过氧化氢作为推进剂，无毒无害、可储存，生产、保存、加注过程中无须进行特殊的防护措施和尾气处理，因此操作环境好，研制成本低，并实现空间系统性能的改善和后勤费用的节省。符合未来航天低成本，绿色化的发展要求。

5、过氧化氢单组元发动机(姿控发动机)采用90％高浓度过氧化氢，具有足够的稳定性，容易储存与处理。

6、过氧化氢密度比冲比冷气推进装置高，推力更大，控制速度更快，控制效率更高。

7、过氧化氢单组元发动机(姿控发动机)采用镍基银网催化床，催化床载可以达到20g/(cm2s)，催化效率高，催化速度快，发动机响应快。

8、过氧化氢单组元发动机采用可调文氏管进行流量控制，推力控制精准，可以提高姿控系统控制裕度，增加控制系统的稳定性。

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为本发明实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的整体结构示意图；

图2为图1所示的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的可调文氏管的结构示意图；

图3为本发明实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的姿控发动机的布局结构示意图；

图4为本发明实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的姿控发动机的剖视结构示意图；

图5为本发明提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的姿控发动机的立体结构示意图。

附图标记：

101-氦气充气泄出手阀；102-氦气瓶；103-减压器；104-电爆阀；105-过氧化氢贮箱；106-安全阀；107-压力表；108-电磁阀；109-镍基银网催化床；110-喷管；2-可调文氏管；201-气蚀文氏管；202-锥面；3-主发动机；301-第一俯仰滚转姿控发动机；302-第一偏航姿控发动机；303-第二俯仰滚转姿控发动机；304-第三俯仰滚转姿控发动机；305-第二偏航姿控发动机；306-第四俯仰滚转姿控发动机；401-推进剂入口；402-集液腔；403-喷注孔；404-推力室壳体；405安装通孔；406-推力室。

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。

图1为本发明实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的整体结构示意图；图2为图1所示的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的可调文氏管的结构示意图；图3为本发明实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的姿控发动机的布局结构示意图；图4为本发明实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的姿控发动机的剖视结构示意图；图5为本发明提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统的姿控发动机的立体结构示意图。

实施例一

如图1-图5所示，本实施例提供的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，包括第一俯仰滚转姿控发动机301、第二俯仰滚转姿控发动机303、第三俯仰滚转姿控发动机304、第四俯仰滚转姿控发动机306、第一偏航姿控发动机302和第二偏航姿控发动机305；

如图3所示，所述第一偏航姿控发动机302和第二偏航姿控发动机305分别沿着火箭三子级的主发动机3的外侧正负Z轴上，且所述第一偏航姿控发动机302的喷管喷出方向朝向Z轴的负方向，所述第二偏航姿控发动机305的喷管喷出方向朝向Z轴的正方向；所述第一俯仰滚转姿控发动机301安装在所述主发动机的表面上，并与Z轴的负方向呈40度夹角，第一俯仰滚转姿控发动机301的喷管的喷出方向朝向Y轴的正方向和Z轴的正方向，同时与所述主发动机3的圆柱面相切；所述第四俯仰滚转姿控发动机306安装在所述主发动机3的表面上，并与Z轴的正方向呈40度夹角，第四俯仰滚转姿控发动机306的喷管的喷出方向朝向Y轴的正方向和Z轴的负方向，同时与所述主发动机3的圆柱面相切；所述第二俯仰滚转姿控发动机303和第三俯仰滚转姿控发动机304相对XZ平面对称安装在所述主发动机3的表面上。

当第一俯仰滚转姿控发动机301和第四俯仰滚转姿控发动机306工作时，三子级低头，当第二俯仰滚转姿控发动机303和第三俯仰滚转姿控发动机304工作时，三子级抬头，从而实现俯仰轴的控制。当第一俯仰滚转姿控发动机301和第三俯仰滚转姿控发动机304工作时，三子级正向滚转，当第二俯仰滚转姿控发动机303和第四俯仰滚转姿控发动机306工作时，三子级反向滚转，从而实现滚转轴的控制。第一偏航姿控发动机302工作时，三子级正向偏航，第二偏航姿控发动机305工作时，三子级反向偏航，从而实现偏航轴的控制。通过调节可调文氏管2，改变推进剂流量，可以改变各姿控发动机推力，由火箭上电子计算机控制，可以实现同时刻，三轴的控制，从而完成三子级各飞行阶段的姿态控制。

在上述实施例的基础上，如图1所示，其中单台姿控发动机包括氦气充气泄出手阀101，氦气瓶102，减压器103，电爆阀104，过氧化氢贮箱105，安全阀106，压力表107，电磁阀108，可调文氏管2，镍基银网催化床109，喷管110。氦气充气泄出手阀101、氦气瓶102、减压器103、电爆阀104、过氧化氢贮箱105依次通过管路顺序连接，过氧化氢贮箱上还通过管路连接有安全阀106和压力表107。以上部分为主发动机液体氧化剂供应系统，与三子级主发动机剩余结构部分通过管路相连，同时，其又为姿控系统推进剂供应系统，推进剂一分为六，分别与六台过氧化氢发动机的剩余结构相连。其中一台姿控发动机，过氧化氢贮箱105、电磁阀108、可调文氏管2，镍基银网催化床109、喷管110依次通过管路顺序连接。其余五台姿控发动机连接方式相同。

发射前准备时，通过外部氦气输送系统，将氦气从氦气充气泄出手阀101冲入高压氦气瓶102中，而后关闭氦气从氦气充气泄出手阀101。

三子级进行姿态调整时，三子级姿控系统启动工作，开始控制各推力器的工作。电爆阀104打开，氦气通过减压器103减压后进入过氧化氢贮箱105。压力表107测得过氧化氢贮箱105内压力值达到预定值后，工作的推力器的电磁阀108打开，推进剂进入可调文氏管。根据姿态控制需求，调节可调文氏管2从而改变推进剂流量。过氧化氢进入镍基银网催化床109经催化分解，产生高温的氧气和水蒸气进入喷管110经过膨胀后喷出，产生推力，完成控制要求。

另外，如图2所示，过氧化氢在气蚀文氏管201中流动时，在喉部截面以后产生稳定的气蚀区，使喉部流体的流速和流量恒定。可调文氏管2是由气蚀文氏管201和在其喉部中心同心安装一个锥面202两部分组成。通过控制锥面202的轴向移动，可以实现气蚀文氏管201中推进剂的流通面积的变化，从而调节推进剂质量流量，进而改变过氧化氢单组元火箭发动机推力，实现单台姿控发动机推力的精准控制，满足姿控系统三轴精准控制的要求。

在上述实施例的一个可选的实施方式中，如图4所示，每一个姿控发动机均包括集液腔402、推力室壳体404和喷管110；所述集液腔402的一端设置有推进剂入口401，另一端与所述推力室壳体404相连接，所述集液腔402并与推力室406的相连通，推力室406的后端连接所述喷管110；其中，所述集液腔402内的隔板上设置有喷注孔403，靠近所述喷注孔403处设置有催化床。所述催化床为镍基银网催化床109。

可选的，所述推力室壳体404的外侧设置有安装通孔405，所述安装通孔405用于固定所述推力室壳体404。

需要说明的是，其中集液腔402容积较小，可有效避免集液过多爆炸。过氧化氢分解反应产生的氧气和水蒸气温度相对较低，因此推力室壳体404采用合金钢，有较好的耐热性，并在壳体内壁喷涂氧化锆作为隔热层，冷却方式为隔热防护。过氧化氢单组元发动机工作时，推进剂过氧化氢由推进剂入口401进入集液腔402。推进剂经过喷注孔403喷注雾化后，进入镍基银网催化床109催化分解，产生高温高压的水蒸气和氧气，在推力室406进一步增压。统一流动方向，经喷管110膨胀喷出，产生推力。

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)

1.一种用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，包括第一俯仰滚转姿控发动机、第二俯仰滚转姿控发动机、第三俯仰滚转姿控发动机、第四俯仰滚转姿控发动机、第一偏航姿控发动机和第二偏航姿控发动机；

所述第一偏航姿控发动机和第二偏航姿控发动机分别沿着火箭三子级的主发动机的外侧正负Z轴上，且所述第一偏航姿控发动机的喷管喷出方向朝向Z轴的负方向，所述第二偏航姿控发动机的喷管喷出方向朝向Z轴的正方向；所述第一俯仰滚转姿控发动机安装在所述主发动机的表面上，并与Z轴的负方向呈40度夹角，第一俯仰滚转姿控发动机的喷管的喷出方向朝向Y轴的正方向和Z轴的正方向，同时与所述主发动机的圆柱面相切；所述第四俯仰滚转姿控发动机安装在所述主发动机的表面上，并与Z轴的正方向呈40度夹角，第四俯仰滚转姿控发动机的喷管的喷出方向朝向Y轴的正方向和Z轴的负方向，同时与所述主发动机的圆柱面相切；所述第二俯仰滚转姿控发动机和第三俯仰滚转姿控发动机相对XZ平面对称安装在所述主发动机的表面上。

2.根据权利要求1所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述第一俯仰滚转姿控发动机、第二俯仰滚转姿控发动机、第三俯仰滚转姿控发动机和第四俯仰滚转姿控发动机分别位于所述主发动机X轴方向的中部质心处。

3.根据权利要求2所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

每个姿控发动机的推进剂从所述主发动机的氧化剂分流得到，并与所述主发动机公用一套推进剂的供应系统。

4.根据权利要求3所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述推进剂为过氧化氢。

5.根据权利要求4所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述供应系统包括氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱和电磁阀；

所述氦气充气泄出手阀、氦气瓶、减压器、电爆阀、过氧化氢贮箱通过管路依次连接，且所述过氧化氢贮箱的出口通过管路连通所述电爆阀，所述电爆阀的出口连接可调文氏管，每一所述可调文氏管后一个接姿态发动机。

6.根据权利要求5所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述供应系统还包括安全阀和压力表，所述安全阀和压力表设置在所述过氧化氢贮箱上，所述压力表用于检测所述过氧化氢贮箱内的压力值，所述安全阀用于对所述过氧化氢贮箱进行泄压。

7.根据权利要求6所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述可调文氏管包括气蚀文氏管和锥形体，所述气蚀文氏管的喉部中心与所述锥形体的锥面同心安装，且所述锥形体与驱动机构相连接，所述驱动机构通过控制所述锥面的轴向位移，进而改变气蚀文氏管中氧化剂的流通面积。

8.根据权利要求1所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

每一个姿控发动机均包括集液腔、推力室壳体和喷管；所述集液腔的一端设置有推进剂入口，另一端与所述推力室壳体相连接，所述集液腔并与推力室的相连通，推力室的后端连接所述喷管；其中，所述集液腔内的隔板上设置有喷注孔，靠近所述喷注孔处设置有催化床。

9.根据权利要求8所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述推力室壳体的外侧设置有安装通孔，所述安装通孔用于固定所述推力室壳体。

10.根据权利要求8所述的用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统，其特征在于，

所述催化床为镍基银网催化床。