CN109764774B - 一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置，包括舱体、控制系统、贮箱、多个栅格舵、多个着陆腿，以及航空发动机，其中，所述控制系统安装在所述舱体的上部，所述贮箱安装在所述舱体的中间部；所述多个栅格舵沿周向均匀安装在所述舱体的外壁上部，所述多个栅格舵用于调整所述试验装置的飞行姿态；所述多个着陆腿沿周向均匀安装在所述舱体的外壁下部；所述航空发动机安装在所述舱体的尾部，用于为所述试验装置提供动力。本发明的试验装置利用航空发动机代替可变推力火箭发动机，可实现多次起动，满足低空、低速状态下多试验任务要求，且制造成本更低。

Description

一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置

技术领域

本发明属于运载火箭技术领域，具体涉及一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置。

背景技术

运载火箭子级回收技术主要是指利用航天器再入返回技术解决子级分离、大气层再入、安全着陆、回收和重复使用问题。子级返回过程指的是沿其飞行轨道直接进入、或者离开它原来发行的轨道沿转变后的轨道进入地球的大气层，并通过大气层中的大气减速，安全降落在地球上的过程。目前的回收方式主要包括三种：伞降回收：当火箭子级下落到一定高度时，借助降落伞减速从而实现平稳回收；带翼飞回回收：给火箭助推器装上翅膀、起落架和相关控制系统，使火箭助推器分离后能够像无人机一样飞回地面；垂直着陆回收：火箭子级在返回过程中重新起动发动机实施减速，并最终垂直着陆到预定位置。

子级返回过程一般可分为子级分离阶段、转入返回轨道的过渡阶段、再入大气层阶段以及着陆阶段。对于降落伞着陆系统垂直着陆的子级，返回器再入段中一般要经受严重的气动力加热和较大的过载考验，再入段的轨道研究是返回轨道研究中的重点。

火箭返回着陆试验装置用于模拟火箭的可控推进减速工作原理和着陆过程，现有的火箭返回着陆试验装置的发动机一般采用液体火箭发动机，目前的液体火箭发动机的推力调节范围较窄，原因是额定设计状态下的液体火箭发动机及其推进剂增压输送系统难以通过改变发动机推力室、喷管和管路阀门附件等以获得非设计状态下的稳定工作及性能；其次，液体火箭发动机多次点火起动技术不成熟，起动点火次数有限。

发明内容

为了解决现有技术中存在的上述问题，本发明提供了一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置。本发明要解决的技术问题通过以下技术方案实现：

本发明提供了一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置，包括舱体、控制系统、贮箱、多个栅格舵、多个着陆腿，以及航空发动机，其中，

所述控制系统安装在所述舱体的上部，所述贮箱安装在所述舱体的中间部；

所述多个栅格舵沿周向均匀安装在所述舱体的外壁上部，所述多个栅格舵用于调整所述试验装置的飞行姿态；

所述多个着陆腿沿周向均匀安装在所述舱体的外壁下部；

所述航空发动机安装在所述舱体的尾部，用于为所述试验装置提供动力。

在本发明的一个实施例中，所述试验装置包括位于所述贮箱上部的级间段以及位于所述贮箱下部的推进段，其中，

所述控制系统和所述多个栅格舵位于所述级间段；

所述多个着陆腿和所述航空发动机位于所述推进段。

在本发明的一个实施例中，所述控制系统包括姿态控制单元，所述姿态控制单元包括多个高压气瓶和多个高压冷气喷嘴，用于调整所述试验装置的飞行姿态。

在本发明的一个实施例中，所述航空发动机的上端连接有进气道，所述进气道的自由端伸出到所述舱体的外部。

在本发明的一个实施例中，所述栅格舵的数量为四个，其均匀分布在所述舱体的外壁上。

在本发明的一个实施例中，所述航空发动机包括压气机、燃烧室、涡轮机、多个燃气发生器，以及尾喷管，其中，

所述压气机、所述燃烧室和所述涡轮机依次连接；

所述多个燃气发生器沿周向均匀安装在所述涡轮机的外壁上；

所述尾喷管安装在所述涡轮机的下端；

所述压气机的一端连接所述进气道，另一端连接所述燃烧室。

在本发明的一个实施例中，所述航空发动机还包括燃油供应系统，所述燃油供应系统连接至所述燃烧室，用于为所述燃烧室供应燃油。

在本发明的一个实施例中，所述航空发动机还包括发电机，所述发电机位于所述航空发动机的上端，用于为所述试验装置提供电能。

在本发明的一个实施例中，所述航空发动机的推力范围在100kgf-500kgf之间。

在本发明的一个实施例中，所述舱体的尾部采用柔性防热材料或软木制成。

与现有技术相比，本发明的有益效果在于：

1、本发明的试验装置利用航空发动机代替可变推力火箭发动机，可实现多次起动，可以满足低空、低速状态下多试验任务要求，可以进行中低空再入、受控减速、受控降落试验，可以验证火箭精确导航制导和控制技术、着陆机构展开、栅格舵控制机构、着陆支架、可回收模块健康检测、可复用技术等。

2、本发明的试验装置利用航空发动机代替可变推力火箭发动机，因为航空发动机的推力调节能力比液体火箭发动机强得多，可以实现从零推力到设计推力的连续变化，而且能多次点火，可靠性高，工作寿命长。

3、相比于火箭发动机，航空发动机的成本较低，因此可以降低整个试验装置的制造和维修成本。

上述说明仅是本发明技术方案的概述，为了能够更清楚了解本发明的技术手段，而可依照说明书的内容予以实施，并且为了让本发明的上述和其他目的、特征和优点能够更明显易懂，以下特举较佳实施例，并配合附图，详细说明如下。

附图说明

图1是本发明实施例提供的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置的主视示意图；

图2是本发明实施例提供的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置的俯视示意图；

图3是本发明实施例提供的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置的工作示意图；

图4是本发明实施例提供的一种航空发动机的主视图；

图5是本发明实施例提供的一种航空发动机的俯视图。

附图标记说明：

1-舱体；2-控制系统；21-姿态控制单元；22-燃油控制单元；3-贮箱；4-栅格舵；5-着陆腿；6-航空发动机；61-压气机；62-燃烧室；63-涡轮机；64-燃气发生器；65-尾喷管；66-燃油供应系统；67-头锥；7-进气道；8-级间段；9-推进段。

具体实施方式

为了进一步阐述本发明为达成预定发明目的所采取的技术手段及功效，以下结合附图及具体实施方式，对依据本发明提出的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置进行详细说明。

有关本发明的前述及其他技术内容、特点及功效，在以下配合附图的具体实施方式详细说明中即可清楚地呈现。通过具体实施方式的说明，可对本发明为达成预定目的所采取的技术手段及功效进行更加深入且具体地了解，然而所附附图仅是提供参考与说明之用，并非用来对本发明的技术方案加以限制。

应当说明的是，在本文中，诸如第一和第二等之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个……”限定的要素，并不排除在包括所述要素的物品或者设备中还存在另外的相同要素。

实施例一

请一并参见图1和图2，图1是本发明实施例提供的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置的主视示意图；图2是本发明实施例提供的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置的俯视示意图。该试验装置包括舱体1、控制系统2、贮箱3、多个栅格舵4、多个着陆腿5，以及航空发动机6，主要用于模拟火箭子级返回时的可控推进减速过程和着陆过程，为真实运载火箭返回着陆做好理论和实践准备。

具体地，控制系统2和贮箱3安装在舱体1的内部，用于对试验装置的整个模拟飞行和返回着陆过程进行控制，贮箱3用于储存试验装置的整个模拟飞行和返回着陆过程所需的燃油。所述多个栅格舵4沿周向均匀安装在舱体1的外壁上部，且均连接至控制系统2，用于根据来自控制系统2的控制信号调整该试验装置的飞行姿态。

在本实施例中，该试验装置可以具有与真实的运载火箭相同的圆柱形外形和分舱段结构，并且可以根据实际需要设计成真实运载火箭的1:1模型或缩尺模型。具体地，根据运载火箭的子级外形，所述试验装置包括自上而下依次连接的级间段8、贮箱3以及推进段9，其中，控制系统2和所述多个栅格舵4位于级间段8；所述多个着陆腿5和航空发动机6位于推进段9。

进一步地，控制系统2是该试验装置的综合控制系统，包括姿态控制单元(RCS)21、制导导航控制单元(GNC)以及发动机程序控制单元等，其中，姿态控制单元(RCS)21包括多个高压气瓶和多个喷嘴，其均匀安装在舱体1的内壁上。姿态控制单元(RCS)21利用冷气喷嘴喷出高压冷气，与所述多个栅格舵4共同控制该试验装置的飞行姿态。在本实施例中，该试验装置的外壁上设置有四个栅格舵4，所述栅格舵4由控制系统2进行控制。

所述多个着陆腿5沿周向均匀安装在舱体1的外壁下部，用于在着陆过程中对整个试验装置起到支撑和缓冲作用。在本实施例中，所述试验装置的外壁上设置有三个着陆腿。但是在其他实施例中，也可以设置有其他数量的着陆腿，比如四个。

如上所述，航空发动机6安装在该试验装置的推进段12中，且航空发动机6的尾部伸出所述舱体1，航空发动机6用于多次为试验装置提供动力。进一步地，航空发动机6的上端连接有进气道7，进气道7的自由端伸出到舱体1的外部，进气道7用于引导足够数量的空气进入航空发动机6。应该注意的是，航空发动机6的中心轴与所述舱体1的中心轴重合，进气道7为两头弯曲，中间段平直的结构，且进气道7整体位于同一纵向平面内，空气来流通过进气道7进入，进气道7负责整流，以降低畸变并获得高的总压恢复系数。为了防止附面层低能流包括下方的燃气喷流被吸入发动机进口，进气道7的入口与舱体1的侧壁具有一定距离d。在本实施例中，所述距离d至少为20cm。

进一步地，请参见图4和图5，图4是本发明实施例提供的一种航空发动机的主视图；图5是本发明实施例提供的一种航空发动机的俯视图。本实施例的航空发动机6包括多个燃气发生器64，可以在飞行过程中实现多次点火，具有可复用以及多次起动的特点。具体地，请参见图3，图3是本发明实施例提供的一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置的工作示意图。本实施例的航空发动机的工作原理：大气层内的空气经进气道7进入航空发动机6的内部，在航空发动机6内部压缩后与航空发动机6内部的燃料燃烧产生高温气体，进而燃烧气体驱动航空发动机6工作，并且从航空发动机6底部排出燃气，从而为该试验装置的飞行提供动力。

需要指出的是，根据火箭返回工作要求，火箭返回着陆的模拟试验主要分为三个阶段：低空(≤3.5km高度)，低速试验；中空(3.5km～91km高度)，中速试验；高空(≧91km高度)，高速再入、受控减速及受控降落试验。高空模拟试验需火箭实际飞行任务进行，此时已经超出航空发动机的工作包线，因此本实施例所用的基于航空发动的试验模型主要用于模拟火箭返回着陆的中低空阶段。

本发明的试验装置利用航空发动机代替可变推力火箭发动机，可实现多次起动，可以满足低空、低速状态下多试验任务要求，可以进行中低空再入、受控减速、受控降落试验，可以验证火箭精确导航制导和控制技术、着陆机构展开、栅格舵控制机构、着陆支架、可回收模块健康检测、可复用技术等。

实施例二

在上述实施例的技术上，本实施例提供了一种用于该试验装置的航空发动机。请一并参见图4和图5，该航空发动机6包括压气机61、燃烧室62、涡轮机63、多个燃气发生器64，以及尾喷管65。压气机61、燃烧室62和涡轮机63通过各自机匣法兰完成轴向对接；所述多个燃气发生器64沿周向均匀安装在涡轮机63的外壁上；尾喷管65安装在涡轮机63的下端，其中，压气机62的一端连接进气道7，另一端连接燃烧室63，用于压缩来自进气道7的空气，提高空气压力。

进一步地，航空发动机6还包括燃油供应系统66，燃油供应系统66安装在舱体1的内壁上，且一端连接至贮箱3，另一端连接至燃烧室63，以为燃烧室63供应燃油。此外，在本实施例中，航空发动机6的控制系统还包括燃油控制单元22，燃油控制单元22用于控制燃油供应系统66的打开、关闭以及燃油的流量。燃烧室63连接压气机61，用于接收压缩空气并将来自油供应系统66的燃油与压缩空气在燃烧室62内进行混合燃烧，产生高温燃气。在本实施例中，燃油供应系统66为泵压式燃油供应系统。

涡轮机63用于在高温高压气体的推动下旋转并带动压气机工作。多个燃气发生器64沿周向均匀安装在涡轮机64的外壳上，用于驱动涡轮旋转，为燃烧室62中的点火启动创造条件。尾喷管65安装在涡轮机63的下端，高温高压气体的一部分从尾喷管65中高速向外喷出，产生反作用力，以为该试验装置的飞行提供动力。

在本实施例中，航空发动机6包括四个燃气发生器64，其均匀分布在涡轮机63的外壁外壳上。航空发动机6的地面起动可以利用地面高压气源；空中起动可以利用燃气发生器64，点火装置为电点火或火炬点火。该航空发动机6可以在空中重复点火4次或更多次。

进一步地，航空发动机6还包括发电机，航空发动机6的上端包括突出的头锥67，发电机位于头锥67的内部，所述发电机通过发动机旋转轴及其齿轮传动组件发电，可以为该试验装置供电。

进一步地，航空发动机6所能产生的推力范围要求在100kgf-500kgf之间，以满足该试验装置的试验要求。

进一步地，该试验装置降落和着陆过程中，航空发动机6工作产生的燃气喷流受来流阻滞，阻滞燃气流的对流传热和辐射会造成该试样装置的尾部局部温升，因此，该试验装置的舱体1的尾部可以采取柔性防热材料或软木等。

此外，航空发动机6还包括发动机润滑系统(未示出)，由滑油泵及其管路阀门附件组成，由发动机齿轮传动系统带动所述滑油泵运动，为航空发动机6的高速转子轴承提供润滑作用。

本实施例的试验装置利用航空发动机代替可变推力火箭发动机，因为航空发动机的推力调节能力比液体火箭发动机强得多，可以实现从零推力到设计推力的连续变化，能多次点火、且可靠性高、工作寿命长。此外，相比于火箭发动机，航空发动机的成本较低，因此可以降低整个试验装置的制造和维修成本。

以上内容是结合具体的优选实施方式对本发明所作的进一步详细说明，不能认定本发明的具体实施只局限于这些说明。对于本发明所属技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干简单推演或替换，都应当视为属于本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种用于模拟火箭返回着陆过程的试验装置，其特征在于，包括舱体(1)、控制系统(2)、贮箱(3)、多个栅格舵(4)、多个着陆腿(5)，以及航空发动机(6)，其中，

所述控制系统(2)安装在所述舱体(1)的上部，所述贮箱(3)安装在所述舱体(1)的中间部；

所述多个栅格舵(4)沿周向均匀安装在所述舱体(1)的外壁上部，所述多个栅格舵(4)用于调整所述试验装置的飞行姿态；

所述多个着陆腿(5)沿周向均匀安装在所述舱体(1)的外壁下部；

所述航空发动机(6)安装在所述舱体(1)的尾部，用于为所述试验装置提供动力；

所述控制系统(2)包括姿态控制单元(21)，所述姿态控制单元(21)包括多个高压气瓶和多个高压冷气喷嘴，用于调整所述试验装置的飞行姿态；

所述航空发动机(6)的上端连接有进气道(7)，所述进气道(7)的自由端伸出到所述舱体(1)的外部；

所述航空发动机(6)的推力范围在100kgf-500kgf之间；

所述进气道(7)为两头弯曲，中间段平直的结构，且所述进气道(7)整体位于同一纵向平面内，所述进气道(7)的入口与所述舱体(1)的侧壁具有一定距离；

所述航空发动机(6)包括压气机(61)、燃烧室(62)、涡轮机(63)、多个燃气发生器(64)，以及尾喷管(65)，其中，

所述压气机(61)、所述燃烧室(62)和所述涡轮机(63)依次连接；

所述多个燃气发生器(64)沿周向均匀安装在所述涡轮机(63)的外壁上；

所述尾喷管(65)安装在所述涡轮机(63)的下端；

所述压气机(61)的一端连接所述进气道(7)，另一端连接所述燃烧室(62)；

所述航空发动机(6)还包括发电机，所述航空发动机(6)的上端包括突出的头锥(67)，所述发电机位于头锥(67)的内部，所述发电机用于为所述试验装置供电。

2.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述试验装置包括位于所述贮箱(3)上部的级间段(8)以及位于所述贮箱(3)下部的推进段(9)，其中，

所述控制系统(2)和所述多个栅格舵(4)位于所述级间段(8)；

所述多个着陆腿(5)和所述航空发动机(6)位于所述推进段(9)。

3.根据权利要求1所述的装置，其特征在于，所述栅格舵(4)的数量为四个，其均匀分布在所述舱体(1)的外壁上。

4.根据权利要求3所述的装置，其特征在于，所述航空发动机(6)还包括燃油供应系统(66)，所述燃油供应系统(66)连接至所述燃烧室(62)，用于为所述燃烧室(62)供应燃油。

5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述航空发动机(6)还包括发电机，所述发电机位于所述航空发动机(6)的上端，用于为所述试验装置提供电能。

6.根据权利要求1至5中任一项所述的装置，其特征在于，所述舱体(1)的尾部采用柔性防热材料制成。

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