CN109630316A - 一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统 - Google Patents

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李春红
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Abstract

本发明公开了一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，解决现有存在的主发动机和姿控发动机相对独立，运载负担较重以及姿控发动机使用的推进剂毒性较大，对环境和人体安全均存在严重威胁的问题。该系统包括主发动机以及姿控发动机；主发动机的推进剂贮箱在其推进剂供应系统的作用下可同时向主发动机的推力室和姿控发动机的推力室输送推进剂；且推进剂采用液氧作为氧化剂；采用煤油、液氢或液态甲烷作为燃烧剂；实现了资控发动机无毒化，以及主发动机与姿控发动机同源推进剂一体化，可通过主发动机工作后补加姿控发动机推进剂贮箱，能够减少飞行时姿控发动机携带推进剂的用量，从而降低整个系统质量，大大提高了运载器的有效载荷。

Description

一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统
技术领域
本发明属于航天动力技术领域，具体涉及一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统。
背景技术
在运载火箭上面级或轨道飞行器飞行过程中，除作为主动力的主发动机外，另外还要通过独立的姿态控制发动机(简称姿控发动机)实现火箭或飞行器姿态控制，这种方式需要独立的推进剂贮箱和推进剂供应系统，结构复杂、质量较大，使得运载负担较重。
主发动机一般是由推力室、推进剂供应系统、发动机控制系统组成。姿控发动机一般是由增压装置、推进剂贮箱、推进剂供应系统、发动机控制系统和几组不同推力的推力室组成。推力室是将液体推进剂的化学能转变为推进力的重要组件，它由推进剂喷嘴、燃烧室、喷管组件等组成，推进剂通过喷注器注入燃烧室，经雾化、蒸发、混合和燃烧等过程生成燃烧物，以高速(2500～5000m/s)从喷管中冲出而产生推力；主发动机和姿控发动机均有各自的发动机控制系统进行控制。
因液体燃料释放的能量大、产生的推力也大，比较容易控制，且燃烧时间较长，因此，运载火箭的发动机大都采用液体燃料；上述两种发动机通常采用液体四氧化二氮(氧化剂)和偏二甲肼(燃烧剂)作为推进剂，常温即可储存、两者接触后即可自燃，但该类推进剂的毒性较大、价格高、性能低，尤其是四氧化二氮和偏二甲肼的燃烧产物，对人体损害严重，并对环境的污染严重。
虽然，目前中国研制的新一代无毒无污染的液氧煤油发动机已在CZ-5、CZ-6、CZ-7运载火箭上作为主发动机应用，但运载器仍主要采用常规姿控发动机为火箭提供姿控力，还是需要独立的贮箱和供应系统(该供应系统常采用适于小推力发动机的挤压式供应系统)，使得火箭运载负担依然较重、结构复杂，且推进剂具有毒性，对研发制造人员的健康安全存在潜在的威胁。
发明内容
本发明的目的在于解决现有技术所存在的主发动机和姿控发动机相对独立，运载负担较重以及姿控发动机使用的推进剂毒性较大，对环境安全和人体安全均存在威胁的不足之处，而提供了一种无毒化、负载小、成本低的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统。
本申请的发明构思是：首先，为了保护研发人员身体、制造人员身体及作业附近的环境安全，在将现有主发动机和姿控发动机中的推进剂均替换为无毒的推进剂；其次，从简化动力系统着手，将主发动机和姿控发动机集成为一体，使用同一品种的推进剂，并共用同一个推进剂供应系统，以减少负载推进剂的种类，降低动力系统的质量，提高运载器的有效载荷。
为实现上述目的，本发明所提供的技术解决方案是：
一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特殊之处在于，包括主发动机以及姿控发动机；所述主发动机包括推进剂供应系统以及推进剂贮箱；所述推进剂供应系统包括氧化剂泵和燃烧剂泵；所述推进剂贮箱包括低压低温氧化剂贮箱和低压燃烧剂贮箱；所述姿控发动机包括氧化剂贮箱以及燃烧剂贮箱；所述推进剂贮箱在推进剂供应系统的作用下可同时向主发动机的推力室和姿控发动机的推力室输送推进剂；所述低压低温氧化剂贮箱在氧化剂泵的作用下通过第一管路向所述氧化剂贮箱内输送气态的氧化剂；所述氧化剂贮箱通过第三管路将气态的氧化剂输送至姿控发动机的推力室；所述低压燃烧剂贮箱在燃烧剂泵的作用下通过第二管路向所述燃烧剂贮箱输送燃烧剂；所述燃烧剂通过第四管路输送至姿控发动机的推力室；所述姿控发动机的推力室内设置有点火器；其中，低温氧化剂为液氧；燃烧剂为煤油、液氢或液态甲烷；当燃烧剂为煤油，其为常温燃烧剂，主发动机属于单低发动机；当燃烧剂为液氢或液态甲烷时，其为低温燃烧剂，主发动机属于双低发动机；上述氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱的容积可根据飞行任务需求确定。
进一步地，所述第一管路上沿氧化剂流动方向依次设置有第一换热器、第一减压阀和第一单向阀，用于给姿控发动机的氧化剂贮箱提供恒压氧气，并且防止氧化剂贮箱内的氧气反流。
进一步地，所述燃烧剂为煤油，所述姿控发动机还包括增压装置，所述增压装置通过第五管路与所述燃烧剂贮箱相连通，用于对燃烧剂贮箱内部施加压力，使燃烧剂顺利的输送至姿控发动机的推力室内；且所述第二管路上设置有第二单向阀；所述第五管路上设置有第三单向阀；用于防止燃烧剂贮箱内的燃料反流；或者，所述燃烧剂为液氢或液态甲烷，所述第二管路上沿燃烧剂流动方向依次设置有第二换热器、第二减压阀和第二单向阀，用于给姿控发动机的燃烧剂贮箱提供恒压的气体燃料；优选煤油作为燃烧剂。
进一步地，所述第三管路上设置有第一阀门；所述第四管路上设置有第二阀门；其中，氧化剂和燃烧剂的进入时序通过第一阀门和第二阀门控制。
进一步地，所述增压装置采用氮气增压泵，以通过恒压氮气将燃烧剂挤压至姿控发动机的推力室。
进一步地，所述姿控发动机的推力室为多个，该推力室数量可根据火箭总体需求配备多种不同推力量级要求的推力室。
进一步地，为了满足快响应、多次启动及脉冲工作的要求，所述点火器采用电打火方式。
本发明的优点是：
1.本发明动力系统的推进剂采用无毒的液氧+煤油/液氢/液态甲烷的燃料组合，清洁、无毒、环保，对人体安全和环境安全均有保障，实现了姿控发动机无毒化；其中，液氧与煤油燃料组合，使用极为方便，安全性能好，中国煤油资源丰富、储量较大，成本较低，且密度比冲高，并且气化后的氧化剂与煤油燃烧大大改善了发动机的燃烧稳定性；液氧与液态甲烷/液氢双低温燃料组合，姿控发动机不需要增压气源。
2.本发明动力系统中主发动机与姿控发动机实现一体化，姿控发动机升空作业后可不用再携带独立的燃烧剂供应系统，结构简化，姿控发动机仅需在氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱内携带满足主发动机第一次工作前所需的推进剂供应量即可，后续可通过主发动机工作时自动补加；实现了主发动机与姿控发动机推进剂同源化；可通过主发动机工作后补加姿控发动机氧化剂贮箱和燃烧剂贮箱，能够减少飞行时姿控发动机携带推进剂量，从而降低整个系统质量，大大提高了运载器的有效载荷。
3.本发明采用主动力发动机和资源发动机同源推进剂一体化设计，可减少发射场地配套设备，地面加注设备也可统一化，简化了发射流程，提高了全箭的使用维护性，便于检修维护。
附图说明
图1为本发明动力系统使用常温燃烧剂时的原理图；
图2为本发明动力系统使用低温燃烧剂时的原理图；
图3位本发明中姿控发动机配置三种级别推力室的示意图；
附图标记如下：
0-第一换热器；1-第一减压阀；2-第一单向阀；3-第三单向阀；4-第二单向阀；5-燃烧剂贮箱；6-氧化剂贮箱；7-第一阀门；8-第二阀门；9-点火器；10-推力室；11-第二换热器；12-第二减压阀；13-低压低温氧化剂贮箱；14-低压燃烧剂贮箱；15-增压装置；16-第一管路；17-第二管路；18-第三管路；19-第四管路；20-第五管路。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明的内容作进一步的详细描述：
如图1所示，一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，包括主发动机以及姿控发动机。
主发动机为单低主发动机，包括主发动机控制系统、推进剂供应系统(图中未示出)以及推进剂贮箱；推进剂供应系统包括氧化剂泵和燃烧剂泵；推进剂贮箱包括低压低温氧化剂贮箱13和低压常温燃烧剂贮箱5。姿控发动机包括姿控发动机控制系统、增压装置15、氧化剂贮箱6、燃烧剂贮箱5和推力室10。推进剂贮箱在推进剂供应系统的作用下可同时向主发动机的推力室和姿控发动机的推力室10输送推进剂。
低压低温氧化剂贮箱13内储存有液氧，其通过第一管路16向氧化剂贮箱6输送氧气；第一管路16上沿氧气流动方向依次设置有第一换热器0、第一减压阀1和第一单向阀2；氧化剂贮箱6通过第三管路18将氧气输送至姿控发动机的推力室10，且第三管路18上设置有第一阀门7。
低压常温燃烧剂贮箱内储存有煤油，其通过第二管路17向燃料剂贮箱中输送煤油；第二管路17上设置有第二单向阀4；增压装置15通过第五管路20与燃烧剂贮箱5连通，第五管路20上设置有第三单向阀3；增压装置15为氮气增压泵，通过恒压氮气源保证向燃烧剂贮箱5内输送恒压燃料；燃烧剂贮箱5通过第四管路19将燃料输送至姿控发动机的推力室10，且第四管路19上设置有第二阀门8。推力室10内设置有点火器9。
上述增压装置15、第一换热器0、第一减压阀1、第一单向阀2、第二单向阀4、第三单向阀3、第一阀门7、第二阀门8以及点火器9均由姿控发动机控制系统控制启毕。
主发动机不工作时，通过燃烧剂贮箱5和氧化剂贮箱6内自带的推进剂供应姿控发动机系统。飞行前，在燃烧剂贮箱5和氧化剂贮箱6内加注推进剂，燃烧剂贮箱5和氧化剂贮箱6内只需携带满足主发动机第一次工作前姿控发动机所需推进剂供应量即可，后续可通过主发动机工作时自动补加。
主发动机工作时，燃烧剂泵引出高压煤油，利用前后压差将煤油加注燃烧剂贮箱5，通过增压装置15的恒压氮气源保证向燃烧剂贮箱5供应恒压煤油，通过第二单向阀4防止燃烧剂贮箱5内煤油反流。氧化剂泵引出液氧，经第一换热器0形成高压氧气加注氧化剂贮箱6，通过第一减压阀1形成恒压气源，第一单向阀2防止氧化剂贮箱6内氧气反流。
上述主发动机和姿控发动机均由各自的发动机控制系统独立控制，互不影响。
如图2所示，一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，包括主发动机以及姿控发动机。
主发动机为双低主发动机，包括主发动机控制系统、推进剂供应系统以及推进剂贮箱；推进剂供应系统包括氧化剂泵和燃烧剂泵；推进剂贮箱包括低压低温氧化剂贮箱13和低压低温燃烧剂贮箱5。姿控发动机包括姿控发动机控制系统、氧化剂贮箱6、燃烧剂贮箱5和推力室10。推进剂贮箱在推进剂供应系统的作用下可同时向主发动机的推力室和姿控发动机的推力室10输送推进剂。
低压低温氧化剂贮箱13内储存有液氧，其通过第一管路16向氧化剂贮箱6输送氧气；第一管路16上沿氧气流动方向依次设置有第一换热器0、第一减压阀1和第一单向阀2；氧化剂贮箱6通过第三管路18将氧气输送至姿控发动机的推力室10，且第三管路18上设置有第一阀门7。
低压低温燃烧剂贮箱内储存有液氢/液态甲烷，其通过第二管路17向燃料剂贮箱中输送氢气；第二管路17上沿氧气流动方向依次设置有第二换热器11、第二减压阀12和第二单向阀4；燃烧剂贮箱5通过第四管路19将燃料输送至姿控发动机的推力室10，且第四管路19上设置有第二阀门8。推力室10内设置有点火器9。
上述第一换热器0、第一减压阀1、第一单向阀2、第二单向阀4、第一阀门7、第二阀门8以及点火器9均由姿控发动机控制系统控制启毕。
主发动机不工作时，通过燃烧剂贮箱5和氧化剂贮箱6内自带的推进剂供应姿控发动机系统。飞行前，在燃烧剂贮箱5和氧化剂贮箱6内加注推进剂，燃烧剂贮箱5和氧化剂贮箱6内只需携带满足主发动机第一次工作前姿控发动机所需推进剂供应量即可，后续可通过主发动机工作时自动补加。
主发动机工作时，氧化剂泵引出液氧，经第一换热器0形成高压氧气加注氧化剂贮箱6，通过第一减压阀1形成恒压气源，第一单向阀2防止氧化剂贮箱6内氧气反流。燃烧剂泵引出液氢，经第二换热器11形成高压氢气加注燃烧剂贮箱5，通过第二减压阀12形成恒压气源，第二单向阀4防止燃烧剂贮箱5内氢气反流。
上述主发动机和姿控发动机均由各自的发动机控制系统独立控制，互不影响。
实际应用中，姿控发动机的推力室数量可根据火箭总体需求配备多种不同推力量级要求姿控推力室，其中，姿控发动机配置三种推力的推力室，种类和数量如表所示；第一阀门和第二阀门根据推力室量级确定产品规格。燃烧剂贮箱和氧化剂贮箱的容积可根据飞行任务需求确定。
表1推力室种类和数量
名称 300N/150N 50N
数量(台) 4(8) 4
用途 俯仰/偏航 滚转
本发明能够实现主发动机与姿控发动机推进剂同源，实现姿控无毒化。可通过主发动机工作补加姿控发动机的推进剂贮箱，能够减少飞行时姿控贮箱携带推进剂量，从而降低整个系统质量。该方案既可应用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器，也推广至其他低温推进剂泵压式高空发动机，实用价值大。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：包括主发动机以及姿控发动机；
所述主发动机包括推进剂供应系统以及推进剂贮箱；所述推进剂供应系统包括氧化剂泵和燃烧剂泵；所述推进剂贮箱包括低压低温氧化剂贮箱(13)和低压燃烧剂贮箱(14)；
所述姿控发动机包括氧化剂贮箱(6)以及燃烧剂贮箱(5)；
所述推进剂贮箱在推进剂供应系统的作用下可同时向主发动机的推力室和姿控发动机的推力室(10)输送推进剂；
所述低压低温氧化剂贮箱(13)在氧化剂泵的作用下通过第一管路(16)向所述资控发动机的氧化剂贮箱(6)内输送气态的氧化剂；所述氧化剂贮箱(6)通过第三管路(18)将气态的氧化剂输送至姿控发动机的推力室(10)；
所述低压燃烧剂贮箱(14)在燃烧剂泵的作用下通过第二管路(17)向所述燃烧剂贮箱(5)输送燃烧剂；所述燃烧剂通过第四管路(19)输送至姿控发动机的推力室(10)；
所述姿控发动机的推力室(10)内设置有点火器(9)；
其中，低温氧化剂为液氧；燃烧剂为煤油、液氢或液态甲烷。
2.根据权利要求1所述的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：所述第一管路(16)上沿氧化剂流动方向依次设置有第一换热器(0)、第一减压阀(1)和第一单向阀(2)。
3.根据权利要求2所述的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：
所述燃烧剂为煤油，所述姿控发动机还包括增压装置(15)，所述增压装置(15)通过第五管路(20)与所述燃烧剂贮箱(5)相连通，且所述第二管路(17)上设置有第二单向阀(4)；所述第五管路(20)上设置有第三单向阀(3)；
或者，所述燃烧剂为液氢或液态甲烷，所述第二管路(17)上沿燃烧剂流动方向依次设置有第二换热器(11)、第二减压阀(12)和第二单向阀(4)。
4.根据权利要求3所述的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：所述第三管路(18)上设置有第一阀门(7)；所述第四管路(19)上设置有第二阀门(8)。
5.根据权利要求3或4所述的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：所述增压装置(15)采用氮气增压泵。
6.根据权利要求5所述的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：所述姿控发动机的推力室(10)为多个。
7.根据权利要求6所述的用于运载火箭上面级及轨道转移飞行器的动力系统，其特征在于：所述点火器(9)采用电打火方式。
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