CN109163624B - 一种可分离的火箭推进系统 - Google Patents

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Abstract

本发明适用于航空航天领域，提供了一种可分离的火箭推进系统，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机、以及快速断开装置；主推进系统包括推进气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、轨控发动机、气路电爆阀、第一自锁阀、第二自锁阀，快速断开装置包括第一快速接头以及第二快速接头；姿态调整发动机可通过快速断开装置同时断开与第一自锁阀和第二自锁阀连接并与主推进系统分离。本发明提供的可分离的火箭推进系统中姿态调整发动机可与主推进系统分离，减少了运载火箭的无效载荷，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷。

Description

一种可分离的火箭推进系统
技术领域
本发明属于航空航天技术领域，尤其涉及一种可分离的火箭推进系统。
背景技术
近年来随着科学技术的进步和空间环境探测的需要，运载火箭开始进入全新的发展时代。其中，运载火箭在上升的过程中需要进行俯仰角、偏航角等姿态控制，当运载火箭的姿态控制完成后，控制姿态的发动机就完成了使命，运载火箭在后续运行过程中，控制姿态的发动机便成为无效载荷。
现有技术中，控制运载火箭上升阶段的俯仰和偏航的姿态调整发动机与控制运载火箭在轨道运行的轨控发动机呈一体化设计，当运载火箭在空间进行姿态以及运行轨道调整时，由于姿态调整发动机的存在，增加了运载火箭的无效载荷，大大增加了发动机推进剂用量，且减少了运载火箭飞行的有效载荷。
发明内容
本发明提供一种可分离的火箭推进系统，旨在解决现有技术的火箭推进系统的姿态调整发动机与轨控发动机呈一体化设计，当运载火箭在空间进行姿态以及运行轨道调整时，姿态调整发动机增加了运载火箭的无效载荷，大大增加了发动机推进剂用量，且减少了运载火箭飞行的有效载荷的问题。
本发明是这样实现的，一种可分离的火箭推进系统，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机、以及用于连接或断开所述主推进系统和所述姿态调整发动机的快速断开装置；
所述主推进系统包括推进气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、轨控发动机、气路电爆阀、第一自锁阀、第二自锁阀，所述快速断开装置包括第一快速接头以及第二快速接头；
所述推进气瓶通过所述气路电爆阀分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接，所述轨控发动机同时与所述燃料贮箱的液腔和所述氧化剂贮箱的液腔连接，所述燃料贮箱的液腔依次通过所述第一自锁阀、所述第一快速接头与所述姿态调整发动机连接，所述氧化剂贮箱的液腔依次通过所述第二自锁阀、所述第二快速接头与所述姿态调整发动机连接；
所述姿态调整发动机可通过所述快速断开装置同时断开与所述第一自锁阀和所述第二自锁阀连接并与所述主推进系统分离。
优选的，所述推进气瓶通过管路与所述气路电爆阀连接，所述气路电爆阀通过管路分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接。
优选的，所述主推进系统还包括第一压力传感器和减压阀；
所述第一压力传感器设于连接所述推进气瓶和所述气路电爆阀的管路上；
所述减压阀设于所述气路电爆阀的出口端，且所述减压阀通过管路与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接。
优选的，所述可分离的火箭推进系统还包括第二压力传感器；
所述第二压力传感器设于所述减压阀的出口端。
优选的，所述主推进系统还包括第一液路电爆阀和第二液路电爆阀；
所述第一液路电爆阀通过管路与所述燃料贮箱的液腔连接，且所述第一液路电爆阀通过管路分别与所述第一自锁阀和所述轨控发动机连接；
所述第二液路电爆阀通过管路与所述氧化剂贮箱的液腔连接，且所述第二液路电爆阀通过管路分别与所述第二自锁阀和所述轨控发动机连接。
优选的，所述主推进系统还包括第三压力传感器和第四压力传感器；
所述第三压力传感器设于连接所述第一液路电爆阀与所述燃料贮箱的液腔的管路上；
所述第四压力传感器设于连接所述第二液路电爆阀与所述氧化剂贮箱的液腔的管路上。
优选的，所述燃料贮箱和所述氧化剂贮箱的数量均为一个。
本发明提供的可分离的火箭推进系统通过设置快速断开装置，运载火箭完成上升过程的俯仰角以及偏航角等姿态调整后，姿态调整发动机可通过快速断开装置同时断开与第一自锁阀和第二自锁阀连接并与主推进系统分离，从而姿态调整发动机与主推进系统分离，减少了运载火箭的无效载荷，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷。
附图说明
图1为本发明可分离的火箭推进系统的结构示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。
本发明提供的可分离的火箭推进系统通过设置快速断开装置，运载火箭完成上升过程的俯仰角以及偏航角等姿态调整后，姿态调整发动机可通过快速断开装置同时断开与第一自锁阀和第二自锁阀连接并与主推进系统分离，从而姿态调整发动机与主推进系统分离，减少了运载火箭的无效载荷，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷。
请参照图1，图1为本发明可分离的火箭推进系统的结构示意图。该可分离的火箭推进系统包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机2、以及用于连接或断开主推进系统和姿态调整发动机2的快速断开装置。
主推进系统1包括推进气瓶11、燃料贮箱12、氧化剂贮箱13、轨控发动机14、气路电爆阀15、第一自锁阀16、第二自锁阀17，快速断开装置3包括第一快速接头31以及第二快速接头32。
推进气瓶11通过气路电爆阀15分别与燃料贮箱12的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔a连接，轨控发动机14同时与燃料贮箱12的液腔b和氧化剂贮箱13的液腔b连接，燃料贮箱12的液腔b依次通过第一自锁阀16、第一快速接头31与姿态调整发动机2连接，氧化剂贮箱13的液腔b依次通过第二自锁阀17、第二快速接头32与姿态调整发动机2连接；姿态调整发动机2可通过快速断开装置3同时断开与第一自锁阀16和第二自锁阀17连接并与主推进系统分离。
本发明实施例中，气路电爆阀15、第一自锁阀16以及第二自锁阀17分别与运载火箭内部的控制系统(未图示)分别相连。运载火箭完成上升过程的俯仰角以及偏航角等姿态调整后，控制系统控制第一自锁阀16和第二自锁阀17关闭，并控制火箭整流罩与火箭箭体分离，火箭整流罩带动姿态调整发动机2同步运动，使第一快速接头31以及第二快速接头32同时拔出，断开与第一自锁阀16和第二自锁阀17的连接，从而姿态调整发动机2与主推进系统分离，减少了运载火箭的无效载荷，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷能力。
其中，第一快速接头31以及第二快速接头32采用现有的史陶比尔公司生产的MCB无泄漏不锈钢接头。第一快速接头31以及第二快速接头32均呈可相互拔插的两段式结构，第一快速接头31以及第二快速接头32的一段固定在火箭整流罩上，第一快速接头31以及第二快速接头32的另一段分别与第一自锁阀16和第二自锁阀17固定连接，在火箭整流罩带动姿态调整发动机2与主推进系统分离时，火箭整流罩带动第一快速接头31以及第二快速接头32的两段式结构相互分离。
本发明实施例中，燃料贮箱12用于贮存燃料，氧化剂贮箱13用于贮存氧化剂。通过推进气瓶11向燃料贮箱12的气腔a通入压缩气体，燃料贮箱12的气腔膨胀并将燃料贮箱12的液腔内的燃料排至轨控发动机14或姿态调整发动机2，通过推进气瓶11向氧化剂贮箱13的气腔a通入压缩气体，氧化剂贮箱13的气腔膨胀并将氧化剂贮箱13的液腔b内的氧化剂排至轨控发动机14或姿态调整发动机2。
作为本发明的一个实施例，推进气瓶11通过管路与气路电爆阀15连接，气路电爆阀15通过管路分别与燃料贮箱12的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔a连接。其中，气路电爆阀15与控制系统相连，在需要向燃料贮箱12的气腔和氧化剂贮箱13的气腔a增压时，控制系统控制气路电爆阀15打开，推进气瓶11向燃料贮箱12的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔a通入压缩气体。
作为本发明的一个实施例，主推进系统还包括第一压力传感器18和减压阀19，第一压力传感器18设于连接推进气瓶11和气路电爆阀15的管路上；减压阀19设于气路电爆阀15的出口端，且减压阀19通过管路与燃料贮箱12的气腔和氧化剂贮箱13的气腔连接。
本实施例中，第一压力传感器18用于检测连接推进气瓶11和气路电爆阀15的管路内的气体压力，减压阀19用于将连接推进气瓶11和气路电爆阀15的管路内的气体压力减压至预设数值，保证进入燃料贮箱12的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔b内气体压力在预设范围内。
作为本发明的一个实施例，主推进系统还包括第二压力传感器20，第二压力传感器20设于减压阀19的出口端。第二压力传感器20用于检测减压阀19的出口端的气体压力，便于检测减压阀19是否将气体压力减压至预设数值。
作为本发明的一个实施例，主推进系统还包括第一液路电爆阀21和第二液路电爆阀22；第一液路电爆阀21通过管路与燃料贮箱12的液腔连接，且第一液路电爆阀21通过管路分别与第一自锁阀16和轨控发动机14连接；第二液路电爆阀21通过管路与氧化剂贮箱13的液腔连接，且第二液路电爆阀22通过管路分别与第二自锁阀17和轨控发动机14连接。
本实施例中，第一液路电爆阀21和第二液路电爆阀22与控制系统相连，控制系统控制第一液路电爆阀21和第二液路电爆阀22打开以给轨控发动机14和姿态调整发动机2提供燃料和氧化剂。
作为本发明的一个实施例，可分离的火箭推进系统还包括第三压力传感器23和第四压力传感器24；第三压力传感器23设于连接第一液路电爆阀21与燃料贮箱12的液腔b的管路上；第四压力传感器24设于连接第二液路电爆阀22与氧化剂贮箱13的液腔b的管路上。
本实施例中，第三压力传感器23和第四压力传感器24分别与控制系统相连，第三压力传感器23用于检测连接第一液路电爆阀21与燃料贮箱12的液腔b的管路的液体压力，第四压力传感器24用于检测连接第二液路电爆阀22与氧化剂贮箱13的液腔b的管路的液体压力。
作为本发明的一个实施例，燃料贮箱12和氧化剂贮箱13的数量均为一个，从而轨控发动机14和姿态调整发动机2共用一个燃料贮箱和氧化剂贮箱，减小了运载火箭的整体尺寸和重量。
本发明提供的可分离的火箭推进系统的工作原理如下：
通过第一压力传感器18检测推进气瓶11以及减压阀19上游的气体压力，当需要对燃料贮箱12的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔a进行增压时，控制系统控制气路电爆阀15打开，增压气体由推进气瓶11进入气路电爆阀15，并经减压阀19将压力降到预设压力后进入燃料贮箱12的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔a，实现对燃料贮箱13的气腔a和氧化剂贮箱13的气腔a增压，燃料贮箱12的气腔膨胀并将燃料贮箱12的液腔b内的燃料排至轨控发动机14或姿态调整发动机2，氧化剂贮箱13的气腔膨胀并将氧化剂贮箱13的液腔b内的氧化剂排至轨控发动机14或姿态调整发动机2。
当需要进行火箭俯仰、偏航调姿任务时，控制系统控制第一液路电爆阀21打开，第三压力传感器23检测到有压力，控制系统控制第一自锁阀16打开，燃料供应到姿态调整发动机2前，与此同时打开第二液路电爆阀22，第四压力传感器24检测到有压力，控制系统控制第二自锁阀17打开，氧化剂供应到姿态调整发动机2前，当管路充填完成后，打开姿态调整发动机2完成运载火箭的俯仰、偏航调姿任务。
当俯仰、偏航调姿任务完成后，姿态调整发动机2便成为无效载荷，此时控制系统控制第一自锁阀16和第二自锁阀17关闭，控制系统控制火箭整流罩与火箭箭体分离，火箭整流罩带动姿态调整发动机2同步运动，使第一快速接头31以及第二快速接头32的两段式结构同时分离，断开第一快速接头31与第一自锁阀16连接以及第二快速接头32与第二自锁阀17的连接，从而姿态调整发动机2与主推进系统1分离，减少了运载火箭的无效载荷，完成抛弃无效载荷的目标，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷。
本发明提供的可分离的火箭推进系统通过设置可断开主推进系统和姿态调整发动机的快速断开装置，运载火箭完成上升过程的俯仰角以及偏航角等姿态调整后，姿态调整发动机可通过快速断开装置同时断开与第一自锁阀和第二自锁阀连接并与主推进系统分离，姿态调整发动机随火箭整流罩同步运动，从而姿态调整发动机与主推进系统的轨控发动机分离，减少了运载火箭的无效载荷，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷。
以上仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (6)

1.一种可分离的火箭推进系统，其特征在于，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机、以及用于连接或断开所述主推进系统和所述姿态调整发动机的快速断开装置；
所述主推进系统包括推进气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、轨控发动机、气路电爆阀、第一自锁阀、第二自锁阀，所述快速断开装置包括第一快速接头以及第二快速接头；
所述推进气瓶通过所述气路电爆阀分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接，所述轨控发动机同时与所述燃料贮箱的液腔和所述氧化剂贮箱的液腔连接，所述燃料贮箱的液腔依次通过所述第一自锁阀、所述第一快速接头与所述姿态调整发动机连接，所述氧化剂贮箱的液腔依次通过所述第二自锁阀、所述第二快速接头与所述姿态调整发动机连接；
所述姿态调整发动机可通过所述快速断开装置同时断开与所述第一自锁阀和所述第二自锁阀连接并与所述主推进系统分离；
所述第一快速接头以及所述第二快速接头均呈可相互拔插的两段式结构，所述第一快速接头以及所述第二快速接头的一段固定在火箭整流罩上，所述第一快速接头以及所述第二快速接头的另一段分别与所述第一自锁阀和所述第二自锁阀固定连接，在火箭整流罩带动所述姿态调整发动机与主推进系统分离时，所述火箭整流罩带动所述第一快速接头以及第二快速接头的两段式结构相互分离。
2.根据权利要求1所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述推进气瓶通过管路与所述气路电爆阀连接，所述气路电爆阀通过管路分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接。
3.根据权利要求2所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述主推进系统还包括第一压力传感器和减压阀；
所述第一压力传感器设于连接所述推进气瓶和所述气路电爆阀的管路上；
所述减压阀设于所述气路电爆阀的出口端，且所述减压阀通过管路与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接。
4.根据权利要求3所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述主推进系统还包括第二压力传感器；
所述第二压力传感器设于所述减压阀的出口端。
5.根据权利要求4所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述主推进系统还包括第一液路电爆阀和第二液路电爆阀；
所述第一液路电爆阀通过管路与所述燃料贮箱的液腔连接，且所述第一液路电爆阀通过管路分别与所述第一自锁阀和所述轨控发动机连接；
所述第二液路电爆阀通过管路与所述氧化剂贮箱的液腔连接，且所述第二液路电爆阀通过管路分别与所述第二自锁阀和所述轨控发动机连接。
6.根据权利要求1所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述燃料贮箱和所述氧化剂贮箱的数量均为一个。
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