CN112344807A - 运载火箭 - Google Patents

Abstract

本申请实施例的运载火箭包括头罩，末修舱，姿控系统，末级发动机，和卫星舱；头罩用于保护运载火箭；末修舱连接在头罩的尾端，末修舱的舱壁上设有喷射出口；姿控系统设置在末修舱内，姿控系统包括姿控发动机；其中，姿控发动机的喷管安装在喷射出口处，且姿控发动机的喷管喷出的热流从喷射出口处喷出以调整运载火箭的姿态；末级发动机为火箭末级飞行提供动力；卫星舱连接在末级发动机的尾端。本申请实施例通过将设有姿控系统的末修舱设置在头罩与卫星舱之间，姿控系统位于整个运载火箭的头部，从而增加了姿控系统与各飞行状态火箭质心的间距，姿控系统能够为各发动机舱均提供较长的控制力臂，从而解决了相关技术中姿控系统控制能力不足的问题。

Description

运载火箭

技术领域

本申请涉及运载火箭技术领域，尤其涉及一种运载火箭。

背景技术

运载火箭是将人们制造的各种将航天器(如人造地球卫星、载人飞船、航天站或行星际探测器等)推向太空中预定轨道的载具。

图1中示出的是相关技术中运载火箭的结构简图；图2中示出的是相关技术中末级发动机舱和卫星的结构简图；请参照图1-图2。在相关技术的方案中，运载火箭100一般可以分为多级，包括前端的整流罩110以及连接整流罩110的多级发动机舱。其中，卫星111设置在整流罩110内，靠近整流罩110的发动机舱为末级发动机舱120。在末级发动机舱120内设有末级发动机121和姿控系统，姿控系统的姿控喷管122设置在末级发动机舱120的侧壁上，用于调整运载火箭飞行时的方向。运载火箭尾端设有助推器，点火发射时助推器会给予运载火箭一个向上的推力，而后多级发动机舱中的发动机依次工作，继续为运载火箭提供动力。当某一级发动机停止工作后，该级发动机舱被整体分离，脱离运载火箭，以降低运载火箭的重量。重复上述操作，直至图2所示状态，由末级发动机舱120推动卫星111向预定的轨道移动，到达预定的轨道后末级发动机舱120与卫星111分离，卫星111则沿预定的轨道移动。

但是，采用相关技术中的方案，由于姿控系统与其他各级发动机舱的距离较近，工作力臂较短，从而可能导致控制能力不足的问题。

发明内容

本申请实施例中提供了一种运载火箭，主要用于解决相关技术中姿控系统控制能力不足的问题。

根据本申请实施例的一个方面，提供了一种运载火箭，包括：

头罩，用于保护运载火箭；

末修舱，连接在所述头罩的尾端，所述末修舱的舱壁上设有喷射出口；

姿控系统，设置在所述末修舱内，所述姿控系统包括姿控发动机；其中，所述姿控发动机的喷管安装在所述喷射出口处，且所述姿控发动机的喷管喷出的热流从所述喷射出口处喷出以调整所述运载火箭的姿态；

末级发动机，连接在所述末修舱的尾端，卫星舱的前端，所述末级发动机的喷管开口朝向所述头罩；

卫星舱，连接在所述末级发动机的尾端。

如上所述的运载火箭，可选地，所述喷射出口是多个，各个所述喷射出口沿周向均匀设置在所述末修舱的舱壁上；一个所述姿控发动机的喷管安装在一个所述喷射出口处。

如上所述的运载火箭，可选地，所述喷射出口设置在靠近所述末修舱首端的位置；

其中，所述喷射出口到所述末修舱的首端之间的间距为大于等于所述末修舱长度的1/4小于等于所述末修舱长度的1/3。

如上所述的运载火箭，可选地，所述末级发动机至少部分伸入到所述头罩围成的空间内。

如上所述的运载火箭，可选地，所述末级发动机为液体火箭发动机或固体火箭发动机。

如上所述的运载火箭，可选地，还包括：

卫星，所述卫星设置在所述卫星舱靠近所述头罩的一侧。

如上所述的运载火箭，可选地，还包括：

卫星支架，所述卫星支架设置在所述卫星舱，所述卫星支架的大端与所述末级发动机连接，所述卫星支架的小端与所述卫星连接；

其中，所述卫星倒挂于所述卫星舱内。

如上所述的运载火箭，可选地，还包括：

卫星有效载荷，设置在所述卫星舱内；其中，所述卫星有效载荷包括直接执行卫星任务的仪器，设备和分系统；

控制仪器系统，设置在所述卫星舱内；其中，所述控制仪器系统用于运载火箭的控制指挥。

如上所述的运载火箭，可选地，所述头罩与所述末修舱之间通过分离环连接。

如上所述的运载火箭，可选地，还包括：

木修舱以外的多个下面级发动机舱段，多个所述发动机舱段依次连接且位于所述卫星舱背离所述头罩的一侧。

本申请实施例的运载火箭包括头罩，卫星舱和末修舱；头罩用于保护运载火箭；末修舱连接在头罩的尾端，末修舱的舱壁上设有喷射出口；姿控系统设置在末修舱内，姿控系统包括姿控发动机；其中，姿控发动机的喷管安装在喷射出口处，且姿控发动机的喷管喷出的热流从喷射出口处喷出以调整运载火箭的姿态；末修舱的尾端与卫星舱的前端之间设有末级发动机，末级发动机的喷管开口朝向头罩，卫星舱连接在末级发动机的尾端。本申请实施例通过将设有姿控系统的末修舱设置在头罩与卫星舱之间，姿控系统位于整个运载火箭的头部，从而增加了姿控系统与其余发动机舱之间的间距，姿控系统能够为各发动机舱均提供较长的控制力臂，从而解决了相关技术中姿控系统控制能力不足的问题。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本申请的进一步理解，构成本申请的一部分，本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，并不构成对本申请的不当限定。在附图中：

图1中示出的是相关技术中运载火箭的结构简图；

图2中示出的是相关技术中末级发动机舱和卫星的结构简图；

图3中示出的是本申请一实施例提供的运载火箭的结构简图；

图4中示出的是本申请一实施例提供的末修舱和卫星在第一状态下的结构简图；

图5中示出的是本申请一实施例提供的末修舱和卫星在第二状态下的结构简图。

附图标记：

100-运载火箭；110-整流罩；111-卫星；120-末级发动机舱；121-末级发动机；122-姿控喷管；

200-运载火箭；210-头罩；220-卫星舱；221-卫星；230-末修舱；231-姿控发动机的喷管；232-末级发动机；2321-喷管；240-下面级发动机舱段。

具体实施方式

为了使本申请实施例中的技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图对本申请的示例性实施例进行进一步详细的说明，显然，所描述的实施例仅是本申请的一部分实施例，而不是所有实施例的穷举。需要说明的是，在不冲突的情况下，本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。

图3中示出的是本申请一实施例提供的运载火箭的结构简图；请参照图3。

本实施例提供了一种运载火箭200，包括头罩210、卫星舱220、末修舱230和末修舱以外的多个下面级发动机舱段240，其中，末修舱230位于头罩210与卫星舱220之间，多个下面级发动机舱段240依次连接且位于卫星舱220背离头罩210的一侧，末修舱230内设有姿控系统。

可选地，本实施例中的运载火箭200为多级火箭，即包括多个发动机舱的火箭。发动机舱包括一个末修舱230和多个末修舱以外的多个下面级发动机舱段240，末修舱230与多个下面级发动机舱段240可以采用串联连接的方式进行连接；也可以采用串并联混合连接(即部分或全部发动机舱采用并联连接，末修舱230与多个下面级发动机舱段240整体之间仍采用串联连接)的方式进行连接，本实施例对此不做限定。每一个发动机舱内均设有发动机，发动机可采用液体火箭发动机或固体火箭发动机；其中，末修舱230内设有末级发动机232，末级发动机232至少部分设置在头罩210内，如图3所示，末级发动机232的喷管2321开口朝向头罩210，并且开口穿过末修舱230后延伸至头罩210内。多个下面级发动机舱段240中的至少一个上还可以绑定多个助推器，以辅助运载火箭升空。

本实施例中，头罩210用于保护运载火箭200。末修舱230连接在头罩210的尾端，卫星舱220连接在末修舱230的尾端，也即，末修舱230位于头罩210与卫星舱220之间。头罩210与末修舱230之间可以设有分离环，以便于二者的分离。末修舱230的舱壁上设有喷射出口，末修舱230内设有姿控系统，姿控系统包括姿控发动机；其中，姿控发动机的喷管231安装在喷射出口处，且姿控发动机的喷管231喷出的热流从喷射出口处喷出以调整运载火箭200的姿态。

例如，在一个可能的实施方式中，末修舱230的侧壁上沿周向等间距设有多个喷射出口，对应的，姿控系统设有多个姿控发动机的喷管231，多个姿控发动机的喷管231与多个喷射出口一一对应，从而可以在各个角度为末修舱230提供动力，方便调整运载火箭200的方向。

本实施例中，卫星舱220的上端与末修舱的前裙连接，下端与相邻的下面级发动机舱段240的前裙连接，运载火箭上关键仪器设备及卫星载荷均安装于卫星舱220内。也即，卫星舱220内设有卫星221，卫星有效载荷和控制仪器系统，其中，卫星有效载荷包括直接执行卫星任务的仪器，设备和分系统；控制仪器系统用于运载火箭的控制指挥；卫星221设置在卫星舱220靠近头罩210的一侧。

进一步地，本实施例的卫星舱220内设有卫星支架，卫星支架的大端与末级发动机232连接，卫星支架的小端与卫星221连接，卫星221倒置于卫星舱220内；也即按运载火箭200的发射方向，卫星221是设置在卫星舱220的上壁上的。

结合图3可以看出，本实施例由于将末修舱230设置在了头罩210与卫星舱220之间，因此姿控系统到多个下面级发动机舱段240之间至少间隔了一个卫星舱220的长度，相较于相关技术中姿控系统直接与其他发动机舱相邻的设置，本实施例中提高了姿控系统与各第二发动机舱之间的控制力臂，从而解决了相关技术中姿控系统控制能力不足的问题。

本实施例中，末修舱230的直径小于卫星舱220的直径，由于卫星221没有设置在头罩210内，因此可以使头罩210不必受限于卫星221尺寸的约束，头罩210可以做到更小，从而有利于改善头罩210的空气动力学性能，且有利于降低运载火箭200的整体质量。

本实施例中喷射出口设置在靠近末修舱230首端的位置，也即设置在末修舱230背离卫星舱220的一侧，从而可以进一步提升姿控发动机的喷管231到多个下面级发动机舱段240之间的距离，以进一步提高姿控系统的控制能力。

优选地，喷射出口到末修舱230的首端之间的间距为大于等于末修舱230长度的1/4小于等于末修舱230长度的1/3。

图4中示出的是本申请一实施例提供的末修舱和卫星在第一状态下的结构简图；图5中示出的是本申请一实施例提供的末修舱和卫星在第二状态下的结构简图；下面结合图3-图5对本实施例的运载火箭200的使用过程进行简单说明。

如图3所示，本实施例的运载火箭200在发射时以图3所示方向放置于发射台上；点火后，多个发动机舱中的发动机依次工作，为运载火箭200提供动力，当某一个发动机燃料消耗完毕停止工作后，该发动机舱被整体分离，脱离运载火箭200，以降低运载火箭200的重量，以上与相关技术中的运载火箭发射过程大体相同。本实施例的不同之处在于，当最后一级下面级发动机舱段240、卫星舱220和头罩210均脱离运载火箭200后，此时运载火箭200处于图4所示的第一状态，即卫星221朝向地面，而末级发动机232位于卫星221的上方，明显的，此时若启动末级发动机232，末级发动机232将会带动卫星221朝向地面方向运动；因此，本实施例需要先启动姿控发动机的喷管231，在姿控发动机的喷管231的作用下将卫星221调整至图5所示的第二状态，即卫星221朝向天空的状态，然后再启动末级发动机232，由末级发动机232带动卫星221移动并将卫星221送入预设的轨道中。

本实施例的运载火箭包括头罩210、卫星舱220、末修舱230和多个末修舱以外的下面级发动机舱段240，其中，末修舱230位于头罩210与卫星舱220之间，多个下面级发动机舱段240依次连接且位于卫星舱220背离头罩210的一侧，末修舱230内设有姿控系统。本实施例通过将设有姿控系统的末修舱230设置在头罩210与卫星舱220之间，将其余多个下面级发动机舱段240设置在卫星舱220背离头罩210的一侧，从而增加了姿控系统与其余多个下面级发动机舱段240之间的间距，姿控系统可以为各下面级发动机舱段240均提供较长的控制力臂，从而解决了相关技术中姿控系统控制能力不足的问题。

本实施例的运载火箭200在对卫星221有效包络不变的情况下使得全箭布局更为紧凑，全箭长度缩短，头罩210的尺寸也相应减小。

在二级飞行段，即二级发动机舱段的发动机推动飞行的阶段，本实施例的方案相比于相关技术中的方案在飞行末秒增加了2-3倍的控制力矩，使得在本实施例实现了控制力方案闭合；而相关技术中的方案二级飞行末秒存在控制力矩小于干扰力矩的现象，方案不闭合。同时，在三级飞行段，即三级发动机舱段的发动机推动飞行的阶段，相关技术中的方案的布局特点更是造成全箭质心会经过控制力作用平面，导致箭体控制力矩为零，方案不闭合；而本实施例的方案同样解决了三级飞行段控制力矩不闭合的问题。本实施例的方案相较相关技术中的方案为全箭节省了1-2套控制执行机构，大大节约了运载火箭的成本。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”“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申请和简化描述，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申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本申请中，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”、“固定”等术语应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接或可以互相通讯；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或两个元件的相互作用关系。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

尽管已描述了本申请的优选实施例，但本领域内的技术人员一旦得知了基本创造性概念，则可对这些实施例作出另外的变更和修改。所以，所附权利要求意欲解释为包括优选实施例以及落入本申请范围的所有变更和修改。

显然，本领域的技术人员可以对本申请进行各种改动和变型而不脱离本申请的精神和范围。这样，倘若本申请的这些修改和变型属于本申请权利要求及其等同技术的范围之内，则本申请也意图包含这些改动和变型在内。

Claims (10)

1.一种运载火箭，其特征在于，包括：

头罩，用于保护运载火箭；

末修舱，连接在所述头罩的尾端，所述末修舱的舱壁上设有喷射出口；

姿控系统，设置在所述末修舱内，所述姿控系统包括姿控发动机；其中，所述姿控发动机的喷管安装在所述喷射出口处，且所述姿控发动机的喷管喷出的热流从所述喷射出口处喷出以调整所述运载火箭的姿态；

末级发动机，连接在所述末修舱的尾端，卫星舱的前端，所述末级发动机的喷管开口朝向所述头罩；

卫星舱，连接在所述末级发动机的尾端。

2.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述喷射出口是多个，各个所述喷射出口沿周向均匀设置在所述末修舱的舱壁上；一个所述姿控发动机的喷管安装在一个所述喷射出口处。

3.根据权利要求2所述的运载火箭，其特征在于，所述喷射出口设置在靠近所述末修舱首端的位置；

其中，所述喷射出口到所述末修舱的首端之间的间距为大于等于所述末修舱长度的1/4小于等于所述末修舱长度的1/3。

4.根据权利要求1所述的运载火箭，其特征在于，所述末级发动机至少部分伸入到所述头罩围成的空间内。

5.根据权利要求4所述的运载火箭，其特征在于，所述末级发动机为液体火箭发动机或固体火箭发动机。

6.根据权利要求4所述的运载火箭，其特征在于，还包括：

卫星，所述卫星设置在所述卫星舱靠近所述头罩的一侧。

7.根据权利要求6所述的运载火箭，其特征在于，还包括：

卫星支架，所述卫星支架设置在所述卫星舱，所述卫星支架的大端与所述末级发动机连接，所述卫星支架的小端与所述卫星连接；

其中，所述卫星倒挂于所述卫星舱内。

8.根据权利要求6所述的运载火箭，其特征在于，还包括：

卫星有效载荷，设置在所述卫星舱内；其中，所述卫星有效载荷包括直接执行卫星任务的仪器，设备和分系统；

控制仪器系统，设置在所述卫星舱内；其中，所述控制仪器系统用于运载火箭的控制指挥。

9.根据权利要求8所述的运载火箭，其特征在于，所述头罩与所述末修舱之间通过分离环连接。

10.根据权利要求9所述的运载火箭，其特征在于，还包括：

末修舱以外的多个下面级发动机舱段，多个所述下面级发动机舱段依次连接且位于所述卫星舱背离所述头罩的一侧。

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