CN109774975A - 箭体回收姿控动力系统及运载火箭 - Google Patents

Abstract

本申请提供了一种箭体回收姿控动力系统及运载火箭，系统包括：至少一个气瓶、气源输出开关和多个拉法尔喷管；气瓶通过充气管路连接拉法尔喷管，气源输出开关设置在充气管路上，以控制充气管路的通断；气瓶用于充入具有预设压力的压缩气体，且在气源输出开关打开时，气瓶中存储的压缩气体在经充气管路后通过拉法尔喷管向外喷射，产生推力，以便在回收箭体进入稠密大气层前的阶段为箭体提供姿态控制力。本申请采用压缩气体喷射作为能源，在一子级箭体与上面级箭体分离后，一子级箭体尚未进入稠密大气层前，为箭体提供姿态控制的动力源。各组件的性能均具备可直接检测性，有利于箭体的回收及重复使用。

Description

箭体回收姿控动力系统及运载火箭

技术领域

本申请属于运载器技术领域，具体涉及一种箭体回收姿控动力系统及运载火箭。

背景技术

随着科技的不断进步，运载火箭作为运载工具正从一次性使用阶段向多次重复使用阶段迈进。为了实现运载火箭的多次重复使用，需要对运载火箭的一子级箭体进行回收。运载火箭的一子级箭体与上面级箭体分离后，一子级箭体需按照为其设定的轨迹重新返回大气层，并在预定地点着陆，该过程需要对箭体进行精确的轨道控制和姿态控制。

目前，可回收箭体中一般均设置有栅格舵。一子级箭体进入稠密大气层之后的姿态控制可以通过栅格舵来实现。然而，一子级箭体与上面级箭体刚分离时，一子级箭体所处环境中的空气相对稀薄，而且此时需要进行较大角度的姿态调整，因此需要使用一种辅助动力系统对进入稠密大气层之前阶段的一子级箭体的姿态进行调整。

发明内容

为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种箭体回收姿控动力系统及运载火箭。

根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种箭体回收姿控动力系统，其包括：

至少一个气瓶，

气源输出开关，

多个拉法尔喷管，其中，至少两个所述拉法尔喷管设置在箭体时位于箭体轴截面的两侧且喷口方向相反，并且喷口方向分别与箭体中心轴垂直；

所述气瓶通过充气管路连接所述拉法尔喷管，所述气源输出开关设置在所述充气管路上，以控制所述充气管路的通断；

所述气瓶用于充入具有预设压力的压缩气体，且在所述气源输出开关打开时，所述气瓶中存储的压缩气体在经所述充气管路后通过拉法尔喷管向外喷射，产生推力，以便在回收箭体进入稠密大气层前的阶段为箭体提供姿态控制力。

上述箭体回收姿控动力系统，所述气源输出开关和拉法尔喷管均设置为八个，所述充气管路包括充气主路和充气支路；各所述气瓶均与所述充气主路连接，一条所述充气主路连接有八条所述充气支路；

每条所述充气支路上均设置有一个所述气源输出开关；所述气源输出开关的一端与所述充气支路连接，其另一端与喷管前端管路的一端连接，所述喷管前端管路的另一端连接所述拉法尔喷管。

所述气瓶中存储的压缩气体在经所述充气主路和充气支路后通过各所述拉法尔喷管向外喷射，产生推力。

进一步地，与所述气瓶连接的所述充气主路的一端设置有充放气口，所述充放气口与气瓶连接的所述充气主路上设置有机械式充气开关。

更进一步地，在所述机械式充气开关与气瓶连接的所述充气主路上设置接口，所述气瓶通过所述接口与箭体增压输送系统连接。

上述箭体回收姿控动力系统，所述充气主路上还设置有气瓶压力检测表，所述气瓶压力检测表用于检测所述气瓶输出的压缩气体的压力。

上述箭体回收姿控动力系统，所述箭体回收姿控动力系统安装在一子级箭体端，所述气瓶安装在所述一子级箭体的前箱前底，所述拉法尔喷管安装在级间段上。

进一步地，所述箭体回收姿控动力系统在箭体轴线方向上与上面级箭体中的发动机无交叠。

进一步地，八个所述气瓶两两一组，分为四组；各组所述气瓶用于围绕箭体长度方向的轴线以90°间隔均匀设置。

更进一步地，八个所述拉法尔喷管两两一组，分为四组；各组所述拉法尔喷管用于围绕箭体长度方向的轴线以90°间隔均匀设置，且每组所述拉法尔喷管位于相邻两组所述气瓶之间。

优选地，每组中的两个所述拉法尔喷管以垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的水平中心轴或竖直中心轴为对称轴对称设置。

根据本申请实施例的第二方面，本申请提供了一种运载火箭，其包括上述任一箭体回收姿控动力系统。

根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：

本申请箭体回收姿控动力系统通过设置气瓶、气源输出开关和拉法尔喷管，气瓶中充入压缩气体，打开相应充气支路上的气源输出开关，气瓶通过相应的拉法尔喷管向外喷射压缩气体，产生推力，为可回收箭体提供姿态控制力。

本申请箭体回收姿控动力系统中通过设置气瓶压力检测表和气源输出开关，能够在总装测试过程中或运行火箭的实际飞行过程中辅助定量分析箭体回收姿控动力系统是否正常工作，从而能够完全避免火工品固有的无法直接进行性能检测的先天缺陷，进而能够避免为旁证飞行产品的可靠性而进行的对同批次产品增加产品生产数量并进行大范围抽检点火的消耗性旁证试验，能够显著降低成本。

本申请箭体回收姿控动力系统原理可靠、结构简单、有利于箭体的回收及重复使用，有利于降低成本。

应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。

附图说明

下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。

图1为本申请实施例提供的一种箭体回收姿控动力系统的结构原理图。

图2为本申请实施例提供的一种箭体回收姿控动力系统中的气瓶和拉法尔喷管在箭体内的布置方式示意图。

图3为本申请实施例提供的一种箭体回收姿控动力系统中的气瓶和拉法尔喷管在箭体内的布置方式的局部放大图。

图4为本申请实施例提供的一种箭体回收姿控动力系统的剖视图，其中，运载火箭的飞行方向垂直于纸面。

附图标记说明：

1、气瓶；2、气源输出开关；3、拉法尔喷管；4、充气管路；41、充气主路；42、充气支路；5、喷管前端管路；6、充放气口；7、机械式充气开关；8、接口；9、气瓶压力检测表。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。

本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。

关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。

关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。

关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。

关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。

关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。

关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。

某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。

本申请的发明人在研发过程中发现：压缩空气储存着一定的能量，根据气源的气体介质类型、压力和温度等参数，以及气源与外界气体之间的压力差，压缩空气通过管路系统的喷射能够产生反向推力。如果合理地设置管路系统，并在出口使用拉法尔喷管，产生的喷射力足以提供回收箭体在进入稠密大气层前的姿态控制力。压缩空气可以作为此阶段箭体回收过程中姿控动力系统的一种动力源。

本申请箭体回收姿控动力系统包括至少一个气瓶、气源输出开关和拉法尔喷管；

至少两个所述拉法尔喷管设置在箭体时位于箭体轴截面的两侧且喷口方向相反，并且喷口方向分别与箭体中心轴垂直；即喷口方向可以在同一平面内，也可以位于不同垂直于箭体中心轴的平面内。

气瓶通过充气管路连接拉法尔喷管，气源输出开关设置在充气管路上，以控制充气管路的通断；

气瓶用于充入具有预设压力的压缩气体，且在气源输出开关打开时，气瓶中存储的压缩气体在经充气管路后通过拉法尔喷管向外喷射，产生推力，以便在回收箭体进入稠密大气层前的阶段为箭体提供有效的姿态控制力，调整箭体的姿态。

本申请箭体回收姿控动力系统采用压缩气体喷射作为能源，在一子级箭体与上面级箭体分离后，一子级箭体尚未进入稠密大气层前，对一子级箭体提供姿态控制的动力源。本申请箭体回收姿控动力系统的原理可靠，各组件的性能均具备可检测性，且产品成本低，有利于箭体的回收及重复使用，有利于降低成本。

下面结合具体的实施例对本申请箭体回收姿控动力系统进行详细说明。

实施例一

如图1和图2所示，本实施例提供的箭体回收姿控动力系统包括至少一个气瓶1、八个气源输出开关2和八个拉法尔喷管3。气瓶1通过充气管路4连接拉法尔喷管3，其中，充气管路4包括充气主路41和充气支路42。各气瓶1均与充气主路41连接，充气主路41连接有八条充气支路42。每条充气支路42上均设置有一个气源输出开关2，以控制充气支路42的通断。气源输出开关2的一端与充气支路42连接，其另一端与喷管前端管路5的一端连接，喷管前端管路5的另一端连接拉法尔喷管3。

气瓶11中存储的压缩气体在经充气主路41和充气支路42后通过各拉法尔喷管3向外喷射，产生推力，以为箭体提供姿态控制的动力源。箭体姿态控制主要包括俯仰、偏航和滚动。

为了实现箭体的姿态控制，至少两个所述拉法尔喷管3设置在箭体时位于箭体轴截面的两侧且喷口方向相反，并且喷口方向分别与箭体中心轴垂直，即至少两个拉法尔喷管3所在的平面分别垂直于火箭轴线。

在本实施例中，与气瓶1连接的充气主路41的一端设置有充放气口6。充放气口6与气瓶1连接的充气主路41上设置有机械式充气开关7。运载火箭起飞准备阶段，通过充放气口6连接地面气源，打开机械式充气开关7，可以向气瓶1中充入适量的压缩气体。

另外，还可以在机械式充气开关7与气瓶1连接的充气主路41上设置接口8，气瓶1通过该接口8与箭体增压输送系统连接，这样能够实现本申请箭体回收姿控动力系统与箭上增压输送系统的气源共用。当气瓶1与箭体增压输送系统连接时，为保证箭体增压输送系统的正常工作，可以根据箭体增压输送系统所需要的气体类型确定气瓶1中所需充入的压缩气体的类型。

在本实施例中，充气主路41上还设置有气瓶压力检测表9，气瓶压力检测表9用于检测气瓶1输出的压缩气体的压力。

通过设置气瓶压力检测表9，能够在总装测试过程中或运行火箭的实际飞行过程中辅助定量分析箭体回收姿控动力系统是否正常工作；通过设置气源输出开关2，可以在系统充气后，打开气源输出开关2，通过检测各拉法尔喷管3有无气流产生对箭体回收姿控动力系统是否正常工作进行定性判定；从而能够完全避免火工品固有的无法直接进行性能检测的先天缺陷，进而能够避免为旁证飞行产品的可靠性而进行的对同批次产品增加产品生产数量并进行大范围抽检点火的消耗性旁证试验，能够显著降低成本。

可以理解的是，气瓶压力检测表9可以通过电缆与气瓶1压力监测设备进行连接。气源输出开关2采用电控式开关，其通过控制信号线与外部控制设备连接。运载火箭飞行过程中，当需要对箭体提供姿态控制力时，外部控制设备向气源输出开关2发送控制信号，控制打开相应充气支路42上的气源输出开关2，为拉法尔喷管3供气。

拉法尔喷管3喷出压缩气体所产生的推力的初始值可以根据气瓶1的压力、温度、容积以及拉法尔喷管3的扩张比等相关参数确定。

另外，本申请箭体回收姿控动力系统使用时，可以根据初始状态的理论计算，确定拉法尔喷管3的喉径、扩张比、数量及用气量的多少；在计算完成用气量后，即可确定气瓶1的数量及承载压力，也可以对气瓶1的初始充压压力进行适当调节，以满足不同工况的使用需求。

本申请箭体回收姿控动力系统安装在一子级箭体端。具体地，气瓶1安装在一子级箭体的前箱前底，拉法尔喷管3安装在级间段上。为避免对级间分离造成影响，整个系统在箭体轴线方向上不与上面级箭体中的发动机存在交叠。

气瓶1设置为八个，八个气瓶1两两一组，分为四组。各组气瓶1用于围绕箭体长度方向的轴线以90°间隔均匀设置。

八个拉法尔喷管3两两一组，分为四组。各组拉法尔喷管3用于围绕箭体长度方向的轴线以90°间隔均匀设置，且每组拉法尔喷管3位于相邻两组气瓶1之间。每组中的两个拉法尔喷管3以垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的水平中心轴或竖直中心轴为对称轴对称设置。参见图4，图中H线是水平中心轴，V线是垂直中心轴。每组拉法尔喷管3的喷嘴方向相反，每组拉法尔喷管3的喷嘴方向所在的直线与相邻组拉法尔喷管3的喷嘴方向所在的直线相互垂直。

具体地，第一拉法尔喷管设置在垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的竖直中心轴的右侧，以该竖直中心轴为对称轴，第二拉法尔喷管对称设置在竖直中心轴的左侧。

第三拉法尔喷管设置在垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的水平中心轴的上方，以该水平中心轴为对称轴，第四拉法尔喷管对称设置在水平中心轴的下方。

第五拉法尔喷管设置在垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的竖直中心轴的左侧，以该竖直中心轴为对称轴，第六拉法尔喷管对称设置在竖直中心轴的右侧。

第七拉法尔喷管设置在垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的水平中心轴的下方，以该水平中心轴为对称轴，第八拉法尔喷管对称设置在水平中心轴的上方。

运载火箭起飞准备阶段，打开机械式充气开关7，通过充放气口6给气瓶1充入预设压力的压缩气体。其中，压缩气体可以选择压缩空气、氮气、氦气等。

一子级箭体与上面级箭体分离后，一子级箭体进入返回阶段。根据一子级箭体控制系统发出的指令，按照预设的控制策略依次打开相应的气源输出开关2，使与其对应的拉法尔喷管3向外喷射压缩气体，产生推力，对一子级箭体进行俯仰、偏航、滚控姿态的控制。

具体地，当第三拉法尔喷管和第八拉法尔喷管同时开启，其余拉法尔喷管3均关闭时，可以消除一子级箭体俯仰角正向偏离其理论值的情况。

当第四拉法尔喷管和第七拉法尔喷管同时开启，其余拉法尔喷管3均关闭时，可以消除一子级箭体俯仰角负向偏离其理值的情况。

当第一拉法尔喷管和第六拉法尔喷管同时开启，其余拉法尔喷管3均关闭时，可以消除一子级箭体偏航角正向偏离其理论值的情况。

当第二拉法尔喷管和第五拉法尔喷管同时开启，其余拉法尔喷管3均关闭时，可以消除一子级箭体俯偏航负向偏离其理论值的情况。

当第二、第四、第六和第八拉法尔喷管同时开启，其余拉法尔喷管3均关闭时，可以消除一子级箭体滚装角度正向偏离其理论值的情况。

当第一、第三、第五和第七拉法尔喷管同时开启，其余拉法尔喷管3均关闭时，可以消除一子级箭体滚装角度负向偏离其理论值的情况。

在本实施例中，气瓶1与充气主路41之间采用螺纹连接，且连接处设置密封件，使其具备密封性。拉法尔喷管3与喷管前端管路5之间采用螺纹连接或焊接，采用螺纹连接时连接处设置密封件，使其具备密封性。拉法尔喷管3可以采用金属材料加工而成。

以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。

Claims (11)

1.一种箭体回收姿控动力系统，其特征在于，包括：

至少一个气瓶，

气源输出开关，

多个拉法尔喷管，其中，至少两个所述拉法尔喷管设置在箭体时位于箭体轴截面的两侧且喷口方向相反，并且喷口方向分别与箭体中心轴垂直；

所述气瓶通过充气管路连接所述拉法尔喷管，所述气源输出开关设置在所述充气管路上，以控制所述充气管路的通断；

所述气瓶用于充入具有预设压力的压缩气体，且在所述气源输出开关打开时，所述气瓶中存储的压缩气体在经所述充气管路后通过拉法尔喷管向外喷射，产生推力，以便在回收箭体进入稠密大气层前的阶段为箭体提供姿态控制力。

2.根据权利要求1所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，所述气源输出开关和拉法尔喷管均设置为八个，所述充气管路包括充气主路和充气支路；各所述气瓶均与所述充气主路连接，一条所述充气主路连接有八条所述充气支路；

每条所述充气支路上均设置有一个所述气源输出开关；所述气源输出开关的一端与所述充气支路连接，其另一端与喷管前端管路的一端连接，所述喷管前端管路的另一端连接所述拉法尔喷管。

所述气瓶中存储的压缩气体在经所述充气主路和充气支路后通过各所述拉法尔喷管向外喷射，产生推力。

3.根据权利要求2所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，与所述气瓶连接的所述充气主路的一端设置有充放气口，所述充放气口与气瓶连接的所述充气主路上设置有机械式充气开关。

4.根据权利要求3所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，在所述机械式充气开关与气瓶连接的所述充气主路上设置接口，所述气瓶通过所述接口与箭体增压输送系统连接。

5.根据权利要求1或2或3或4所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，所述充气主路上还设置有气瓶压力检测表，所述气瓶压力检测表用于检测所述气瓶输出的压缩气体的压力。

6.根据权利要求1所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，所述箭体回收姿控动力系统安装在一子级箭体端，所述气瓶安装在所述一子级箭体的前箱前底，所述拉法尔喷管安装在级间段上。

7.根据权利要求6所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，所述箭体回收姿控动力系统在箭体轴线方向上与上面级箭体中的发动机无交叠。

8.根据权利要求2或3或4所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，八个所述气瓶两两一组，分为四组；各组所述气瓶用于围绕箭体长度方向的轴线以90°间隔均匀设置。

9.根据权利要求8所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，八个所述拉法尔喷管两两一组，分为四组；各组所述拉法尔喷管用于围绕箭体长度方向的轴线以90°间隔均匀设置，且每组所述拉法尔喷管位于相邻两组所述气瓶之间。

10.根据权利要求9所述的箭体回收姿控动力系统，其特征在于，每组中的两个所述拉法尔喷管以垂直于运载火箭的飞行方向的截面中的水平中心轴或竖直中心轴为对称轴对称设置。

11.一种运载火箭，其特征在于，包括权利要求1～10任一项所述的箭体回收姿控动力系统。