CN114233520B - 电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器 - Google Patents

电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器 Download PDF

Info

Publication number
CN114233520B
CN114233520B CN202111509683.XA CN202111509683A CN114233520B CN 114233520 B CN114233520 B CN 114233520B CN 202111509683 A CN202111509683 A CN 202111509683A CN 114233520 B CN114233520 B CN 114233520B
Authority
CN
China
Prior art keywords
anhydrous hydrazine
supply system
storage tank
extrusion type
type storage
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202111509683.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN114233520A (zh
Inventor
俞南嘉
周闯
蔡国飙
师浩然
龚昊杰
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Beihang University
Original Assignee
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Beihang University filed Critical Beihang University
Priority to CN202111509683.XA priority Critical patent/CN114233520B/zh
Publication of CN114233520A publication Critical patent/CN114233520A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114233520B publication Critical patent/CN114233520B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/50—Feeding propellants using pressurised fluid to pressurise the propellants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/401—Liquid propellant rocket engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64G—COSMONAUTICS; VEHICLES OR EQUIPMENT THEREFOR
    • B64G1/00—Cosmonautic vehicles
    • B64G1/22—Parts of, or equipment specially adapted for fitting in or to, cosmonautic vehicles
    • B64G1/40—Arrangements or adaptations of propulsion systems
    • B64G1/402—Propellant tanks; Feeding propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/425—Propellants
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/44—Feeding propellants
    • F02K9/46—Feeding propellants using pumps
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K9/00—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof
    • F02K9/42—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof using liquid or gaseous propellants
    • F02K9/60—Constructional parts; Details not otherwise provided for
    • F02K9/62—Combustion or thrust chambers

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Plasma & Fusion (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)

Abstract

本发明提供了一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器，包括：挤压式增压系统，无水肼供给系统，四氧化二氮供给系统，轨控推力室和姿控推力室；无水肼供给系统和四氧化二氮供给系统共用挤压式增压系统；挤压式增压系统，用于无水肼供给系统和四氧化二氮供给系统的挤压和吹除；无水肼供给系统和四氧化二氮供给系统，分别为轨控推力室供给燃料和氧化剂；无水肼供给系统，还用于为姿控推力室供给单组元推进剂。本发明缓解了现有技术中存在的推进剂供给系统结构复杂、冗余较多的技术问题。

Description

电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器
技术领域
本发明涉及航天器技术领域，尤其是涉及一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器。
背景技术
随着航天任务不断复杂化，以及航天器寿命的延长，总体设计对发动机系统提出了越来越高的要求。姿轨控发动机系统是维持、调整航天器轨道和姿态，保证航天器正常在轨运行的关键系统。太空中失重、辐射、高真空的工作环境，以及航天器长期在轨的工作前提，要求姿轨控发动机需要具备极高的可靠性、极广的推力范围、能够多次起动和脉冲工作的能力、极长的待机时间和总工作时间。
各国现役航天器的姿控发动机和轨控发动机，通常采用两套完全独立的推进剂供给系统，结构复杂，冗余较多，且姿控系统和轨控系统之间无法根据任务需求灵活分配推进剂用量。姿轨控发动机系统通常采用挤压式供给系统，而在长期的航天任务中，随着液体推进剂气化或分解，贮箱压力会不断升高，若通过泄放的方式降低贮箱压力，会损失相当数量的推进剂，同时会对航天器产生一定的干扰力矩。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器，以缓解现有技术中存在的推进剂供给系统结构复杂、冗余较多的技术问题。
第一方面，本发明实施例提供了一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统，包括：挤压式增压系统，无水肼供给系统，四氧化二氮供给系统，轨控推力室和姿控推力室；所述无水肼供给系统和所述四氧化二氮供给系统共用所述挤压式增压系统；所述挤压式增压系统，用于所述无水肼供给系统和所述四氧化二氮供给系统的挤压和吹除；所述无水肼供给系统和所述四氧化二氮供给系统，分别为所述轨控推力室供给燃料和氧化剂；所述无水肼供给系统，还用于为所述姿控推力室供给单组元推进剂。
进一步地，所述挤压式增压系统包括高压氮气贮箱；所述高压氮气贮箱包括第一出口和第二出口；所述第一出口与所述无水肼供给系统相连接；所述第二出口与所述四氧化二氮供给系统相连接。
进一步地，所述无水肼供给系统包括：无水肼主路挤压式贮箱，无水肼支路挤压式贮箱，无水肼电动泵，汽蚀文氏管和电动阀；其中，所述汽蚀文氏管和所述电动阀的数量均为多个；所述无水肼主路挤压式贮箱的出口与所述轨控推力室相连接，且所述无水肼主路挤压式贮箱与所述轨控推力室之间的管路上设置有所述汽蚀文氏管、所述无水肼电动泵和所述电动阀；所述无水肼主路挤压式贮箱的出口还与所述无水肼支路挤压式贮箱的入口相连接，所述无水肼支路挤压式贮箱的出口与所述姿控推力室相连接。
进一步地，在所述无水肼支路挤压式贮箱的出口引出一条回流路，其中，所述回流路通过所述电动阀接至所述无水肼主路挤压式贮箱的入口，形成回流闭环。
进一步地，所述四氧化二氮供给系统包括：四氧化二氮挤压式贮箱，汽蚀文氏管，四氧化二氮电动泵和电动阀；所述四氧化二氮挤压式贮箱的出口与所述轨控推力室相连接，且所述四氧化二氮挤压式贮箱与所述轨控推力室之间的管路上依次设置有所述汽蚀文氏管、所述四氧化二氮电动泵和所述电动阀。
第二方面，本发明实施例还提供了一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统，包括：挤压式增压系统，过氧化氢供给系统，煤油供给系统，轨控推力室和姿控推力室；所述过氧化氢供给系统和所述煤油供给系统共用所述挤压式增压系统；所述挤压式增压系统，用于所述过氧化氢供给系统和所述煤油供给系统的挤压和吹除；所述过氧化氢供给系统和所述煤油供给系统，分别为所述轨控推力室供给氧化剂和燃料；所述过氧化氢供给系统，还用于为所述姿控推力室供给单组元推进剂。
进一步地，所述挤压式增压系统包括高压氮气贮箱；所述高压氮气贮箱包括第一出口和第二出口；所述第一出口与所述过氧化氢供给系统相连接；所述第二出口与所述煤油供给系统相连接。
进一步地，所述过氧化氢供给系统包括：过氧化氢主路挤压式贮箱，过氧化氢支路挤压式贮箱，过氧化氢电动泵，汽蚀文氏管和电动阀；其中，所述汽蚀文氏管和所述电动阀的数量均为多个；所述过氧化氢主路挤压式贮箱的出口与所述轨控推力室相连接，且所述过氧化氢主路挤压式贮箱与所述轨控推力室之间的管路上设置有所述汽蚀文氏管、所述过氧化氢电动泵和所述电动阀；所述过氧化氢主路挤压式贮箱的出口还与所述过氧化氢支路挤压式贮箱的入口相连接，所述过氧化氢支路挤压式贮箱的出口与所述姿控推力室相连接。
进一步地，所述煤油供给系统包括：煤油挤压式贮箱，汽蚀文氏管，煤油电动泵和电动阀；所述煤油挤压式贮箱的出口与所述轨控推力室相连接，且所述煤油挤压式贮箱与所述轨控推力室之间的管路上依次设置有所述汽蚀文氏管、所述煤油电动泵和所述电动阀。
第三方面，本发明实施例还提供了一种航天器，包括上述第一方面或第二方面所述的电动泵增压的姿轨控一体化推进系统。
本发明提供了一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器，采用一套挤压式增压系统和一套推进剂供给系统，实现对航天器姿控发动机和轨控发动机推进剂的分别供给，不仅可以节省一套推进剂供给系统的重量和空间，更为航天器在姿控和轨控之间根据任务需求灵活调整推进剂分配方案，实现任务中推进剂自由调配，增强航天器应对突发事件的能力，缓解了现有技术中存在的推进剂供给系统结构复杂、冗余较多的技术问题。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施方式，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的示意图；
图2为本发明实施例提供的一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的详细结构示意图；
图3为本发明实施例提供的另一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的示意图；
图4为本发明实施例提供的另一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的详细结构示意图。
具体实施方式
下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例一：
图1是根据本发明实施例提供的一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的示意图。如图1所示，该系统包括5个子系统，分别为：挤压式增压系统100，无水肼供给系统200，四氧化二氮供给系统300，轨控推力室400和姿控推力室500。
如图1所示，无水肼供给系统200和四氧化二氮供给系统300共用一个挤压式增压系统100。
具体的，挤压式增压系统100，用于无水肼供给系统200和四氧化二氮供给系统300的挤压和吹除。
无水肼供给系统200和四氧化二氮供给系统300，分别为轨控推力室400供给燃料和氧化剂。
无水肼供给系统200，还用于为姿控推力室500供给单组元推进剂。
本发明提供了一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统，采用一套挤压式增压系统和一套四氧化二氮/无水肼推进剂供给系统，实现对航天器姿控发动机和轨控发动机推进剂的分别供给，不仅可以节省一套推进剂供给系统的重量和空间，更为航天器在姿控和轨控之间根据任务需求灵活调整推进剂分配方案，实现任务中推进剂自由调配，增强航天器应对突发事件的能力，缓解了现有技术中存在的推进剂供给系统结构复杂、冗余较多的技术问题。
无水肼(N2H4)是无色透明的液体，在肼类燃料中能量最高，活性最强，在适当的催化剂(铱基活性材料)作用或加热条件下(870-980℃)能够迅速分解，因此可以作为姿控发动机的单组元推进剂。四氧化二氮(N2O4)属于硝基类氧化剂，来源广，成本低。纯净的N2O4是无色的液体，受热分解后生成棕红色的二氧化氮。无水肼既可以作为双组元推进剂的燃料组元，参与大推力轨控发动机的工作，也可以直接用做单组元推进剂，供给小推力姿控发动机。无水肼和N2O4都可以常温长期储存，适合作为在轨可贮存推进剂，二者无需点火即可自燃而发生反应。
具体的，图2是根据本发明实施例提供的一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的详细结构示意图。如图2所示，挤压式增压系统100包括高压氮气贮箱101。高压氮气贮箱101为全系统的最上游，出口分为两路，具体包括第一出口和第二出口；第一出口与无水肼供给系统200相连接；第二出口与四氧化二氮供给系统300相连接。在本发明实施例中，两路供给系统各自设有单独的控制系统。
具体的，如图2所示，无水肼供给系统200设置为主路和支路两路，分别为轨控推力室400和姿控推力室500供给无水肼。具体包括：无水肼主路挤压式贮箱201，无水肼支路挤压式贮箱202，无水肼电动泵203，汽蚀文氏管和电动阀；其中，汽蚀文氏管和电动阀的数量均为多个。
如图2所示，轨控推力室400为千牛量级轨控发动机。
如图2所示，无水肼主路挤压式贮箱201的出口与轨控推力室400相连接，且无水肼主路挤压式贮箱201与轨控推力室400之间的管路上设置有汽蚀文氏管、无水肼电动泵203和电动阀。如图2所示，无水肼供给系统200的主路自高压氮气贮箱101出口起，依次接有无水肼主路挤压式贮箱201、汽蚀文氏管204、无水肼电动泵203、汽蚀文氏管205和电动阀206。
如图2所示，无水肼主路挤压式贮箱201的出口还与无水肼支路挤压式贮箱202的入口相连接，无水肼支路挤压式贮箱202的出口与姿控推力室500相连接。具体的，如图2所示，无水肼供给系统200的主路上的无水肼电动泵203后引出支路，并接有两个并联的电动阀，分别为电动阀207和电动阀208(其中，电动阀207为大电动阀，电动阀208为小电动阀)，之后依次连接无水肼支路挤压式贮箱202、汽蚀文氏管209，最后接入姿控推力室500。
具体的，如图2所示，姿控推力室500包括12路姿控发动机，每一路姿控发动机包括一个电动阀501和一个姿控发动机502。
无水肼主路挤压式贮箱201用于长期贮存、供给无水肼，无水肼电动泵203在主路和支路输送无水肼时增压，电动阀206控制千牛量级轨控发动机燃料供应的通断；电动阀207在以较大流量向支路供给无水肼时开启，电动阀208在以较小流量向支路供给无水肼时开启，无水肼支路挤压式贮箱202的作用是临时贮存用于姿控的无水肼，电动阀501各自控制1台姿控发动机502起动和关机。
可选地，如图2所示，在无水肼支路挤压式贮箱202的出口引出一条回流路，其中，回流路通过电动阀210接至无水肼主路挤压式贮箱201的入口，形成回流闭环。
无水肼的沸点为113.5℃，在贮存时可能因气化而使贮箱压力升高。当无水肼支路挤压式贮箱202压力过高时，或无水肼储量过多且近期无姿控需求时，可开启回流路电动阀210，使无水肼支路挤压式贮箱202内多余的无水肼沿回流路回流至无水肼主路挤压式贮箱201，达到保证输送系统安全，同时最大限度节约推进剂的目的。无水肼供给系统200的主路和支路允许姿控、轨控系统共用无水肼，而回流闭环则允许姿控系统向轨控系统退回无水肼，姿控、轨控系统之间实现了无水肼的分享及双向调配，有效提升了二者之间的协作能力。
如图2所示，四氧化二氮供给系统300包括：四氧化二氮挤压式贮箱301，汽蚀文氏管302，四氧化二氮电动泵303和电动阀304。
四氧化二氮挤压式贮箱301的出口与轨控推力室400相连接，且四氧化二氮挤压式贮箱301与轨控推力室之间400的管路上依次设置有汽蚀文氏管302、四氧化二氮电动泵303和电动阀304。
在本发明实施例中，无水肼供给系统200和四氧化二氮供给系统300共同为千牛量级轨控发动机供给推进剂，无水肼供给系统200单独为姿控发动机502供给推进剂。四氧化二氮供给系统300和无水肼供给系统200共用高压氮气贮箱101进行增压和吹除。
在本发明实施例中，无水肼供给系统200的主路和四氧化二氮供给系统300最终接入千牛量级轨控发动机。无水肼作为燃料，和氧化剂N2O4在千牛量级轨控发动机的燃烧室内接触、混合时，自燃而产生高温高压燃气。高温高压燃气经喷管喷出，产生千牛量级轨控推力。无水肼供给系统200支路最终接入姿控发动机502。无水肼作为单组元推进剂，在姿控发动机502的燃烧室内经铱基催化剂催化，或经870-980℃加热而迅速分解为气态N2和H2，产生2200多倍于液态无水肼体积的高速气流。高速气流流经喷管，产生姿控推力。
当航天器需要调整轨道时，高压氮气贮箱101为无水肼主路挤压式贮箱201和四氧化二氮挤压式贮箱301增压，紧接着对轨控发动机前各输送管路进行吹除操作。氮气作为惰性气体，在点火之前以其充填发动机管路，确保管路内无残留的推进剂，保证发动机安全起动。贮箱增压及管路吹除等起动准备工作完成后，无水肼电动泵203和四氧化二氮电动泵303开启，无水肼和N2O4充填发动机管路。根据任务预先设定的时序，电动阀206、电动阀304按照一定顺序打开，其余各阀此时均应保持关闭。无水肼和N2O4不能同时进入燃烧室，应使一种组元先进入燃烧室，等到建立合适的燃烧环境后，再使另一推进剂组元进入燃烧室，以避免出现起动压力峰。电动阀206、电动阀304均已开启，无水肼和N2O4即在千牛量级轨控发动机的燃烧室自燃而发生反应，生成高温高压燃气。燃气流过拉瓦尔喷管，产生调整轨道所需推力。当航天器到达预定轨道时，电动阀206、电动阀304关闭，无水肼电动泵203和四氧化二氮电动泵303关闭，管路增压停止，推进剂供给停止。此时，高压氮气贮箱101立即对轨控发动机前各输送管路进行吹除操作，防止残留的推进剂断续供应，从而缩短补燃期，减小推力后效冲量偏差。
当航天器需要调整姿态时，高压氮气贮箱101单独为无水肼主路挤压式贮箱201增压，紧接着对姿控发动机前各输送管路进行吹除操作。贮箱增压及管路吹除等起动准备工作完成后，无水肼电动泵203开启，无水肼充填至电动阀207、电动阀208之前。以上各步除吹除的管路略有不同之外，其他均与轨控发动机的起动步骤相同，因此，需要根据千牛量级轨控发动机的工作状态决定是否进行以上操作。当千牛量级轨控发动机处于关机状态时，电动阀207开启，电动阀208关闭，以较大流量向无水肼支路挤压式贮箱202迅速加注无水肼；当千牛量级轨控发动机处于开机状态，或者无水肼电动泵203泵后压力较低时，电动阀208开启，电动阀207关闭，无水肼以较小流量向无水肼支路挤压式贮箱202补给。之后，根据航天器姿态调整所需力矩，有选择性地开启姿控推力室中的各个电动阀501，无水肼进入对应的推力室，经催化剂催化或加热分解后，使姿控发动机502产生航天器调姿所需控制力。当航天器姿态调整到位时，控制系统发出关机指令，电动阀207、电动阀208、电动阀501均关闭，电动阀207、电动阀208之前的部分则根据轨控发动机的工作状态决定是否关机。
由于无水肼的分解速度极快，在0.05s-0.10s内即可分解为气态N2和H2，姿控发动机502既可以进行脉冲工作，也可以长时间连续工作。无水肼允许姿控发动机进行数千次冷起动(两次起动时间间隔很长)，以及十几万次乃至几十万次热起动(连续起动)，完全符合姿控发动机长期在轨工作的任务需求。
本发明多模式肼燃料姿轨控一体化推进系统，姿控推进系统和轨控推进系统允许根据任务实际情况选择同时工作或单独工作。相比于姿控、轨控分离的推进系统，本发明采用一套推进剂供给系统，实现对航天器姿控发动机和轨控发动机推进剂的分别供给，节省一套供给系统的重量和空间，为航天器携带更多有效载荷、承担更多任务创造了条件。以轨控发动机双组元推进剂的一种组元作为姿控发动机的单组元推进剂，姿控、轨控两部分之间不仅没有因为共用一套推进剂供给系统而互相约束，反而促进了推进剂的合理分配与高效利用——无水肼可以在姿控和轨控之间根据任务需求灵活调整分配方案，实现了推进剂在任务中的自由调配，极大地增强了航天器应对突发事件的能力。
实施例二：
图3是根据本发明实施例提供的另一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的示意图。如图3所示，该系统包括5个子系统，分别为：挤压式增压系统100，过氧化氢供给系统600，煤油供给系统700，轨控推力室400和姿控推力室500。
如图3所示，过氧化氢供给系统600和煤油供给系统700共用一个挤压式增压系统100。
具体的，挤压式增压系统100，用于过氧化氢供给系统600和煤油供给系统700的挤压和吹除。
过氧化氢供给系统600和煤油供给系统700，分别为轨控推力室400供给氧化剂和燃料。
过氧化氢供给系统600，还用于为姿控推力室500供给单组元推进剂。
本发明提供了一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统，采用一套挤压式增压系统和一套过氧化氢/煤油推进剂供给系统，实现对航天器姿控发动机和轨控发动机推进剂的分别供给，不仅可以节省一套推进剂供给系统的重量和空间，更为航天器在姿控和轨控之间根据任务需求灵活调整推进剂分配方案，实现任务中推进剂自由调配，增强航天器应对突发事件的能力，缓解了现有技术中存在的推进剂供给系统结构复杂、冗余较多的技术问题。
在推进剂选择方面，过氧化氢(H2O2)在常温下是无色无臭的液体，易分解成水蒸气和氧气，同时放出热量。过氧化氢既可以作为双组元推进剂的氧化剂组元，参与千牛量级轨控发动机的工作，也可以直接用做单组元推进剂，供给姿控发动机。煤油在常温下是透明液体，稳定性好，价格低廉，它作为双组元推进剂的燃料组元，参与千牛量级轨控发动机的工作。过氧化氢和煤油都可以常温长期储存，适合作为在轨可贮存推进剂。高纯过氧化氢分解所产生的氧气的温度约为700℃，远高于煤油的燃点220℃，因此二者无需点火即可自燃而发生反应。
图4是根据本发明实施例提供的另一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统的详细结构示意图。如图4所示，挤压式增压系统100包括高压氮气贮箱101；高压氮气贮箱101包括第一出口和第二出口；第一出口与过氧化氢供给系统600相连接；第二出口与煤油供给系统700相连接。
如图4所示，过氧化氢供给系统600设置为主路和支路两路，分别为轨控推力室400和姿控推力室500供给过氧化氢。具体包括：过氧化氢主路挤压式贮箱601，过氧化氢支路挤压式贮箱602，过氧化氢电动泵603，汽蚀文氏管和电动阀；其中，汽蚀文氏管和电动阀的数量均为多个。
如图4所示，轨控推力室400为千牛量级轨控发动机。
如图4所示，过氧化氢主路挤压式贮箱601的出口与轨控推力室400相连接，且过氧化氢主路挤压式贮箱601与轨控推力室400之间的管路上设置有汽蚀文氏管、过氧化氢电动泵603和电动阀。如图4所示，过氧化氢供给系统600的主路自高压氮气贮箱101出口起，依次接有过氧化氢主路挤压式贮箱601、汽蚀文氏管604、过氧化氢电动泵603、汽蚀文氏管605和电动阀606。
如图4所示，过氧化氢主路挤压式贮箱601的出口还与过氧化氢支路挤压式贮箱602的入口相连接，过氧化氢支路挤压式贮箱602的出口与姿控推力室500相连接。具体的，如图4所示，过氧化氢供给系统600的主路上的过氧化氢电动泵603后引出支路，并接有两个并联的电动阀，分别为电动阀607和电动阀608(其中，电动阀607为大电动阀，电动阀608为小电动阀)，之后依次连接过氧化氢支路挤压式贮箱602、汽蚀文氏管609，最后接入姿控推力室500。
具体的，如图4所示，姿控推力室500包括12路姿控发动机，每一路姿控发动机包括一个电动阀501和一个姿控发动机502。
过氧化氢主路挤压式贮箱601用于长期贮存、供给过氧化氢，过氧化氢电动泵603在主路和支路输送过氧化氢时增压，电动阀606控制千牛量级轨控发动机氧化剂供应的通断；电动阀607在以较大流量向支路供给过氧化氢时开启，电动阀608在以较小流量向支路供给过氧化氢时开启，过氧化氢支路挤压式贮箱602的作用是临时贮存用于姿控的过氧化氢，电动阀501各自控制1台姿控发动机502起动和关机。
如图4所示，煤油供给系统700包括：煤油挤压式贮箱701，汽蚀文氏管702，煤油电动泵703和电动阀704。
煤油挤压式贮箱701的出口与轨控推力室400相连接，且煤油挤压式贮箱701与轨控推力室400之间的管路上依次设置有汽蚀文氏管702、煤油电动泵703和电动阀704。煤油挤压式贮箱701用于长期贮存、供给煤油，煤油电动泵703在向轨控发动机输送煤油时增压，电动阀704控制千牛量级轨控发动机燃料供应的通断。
过氧化氢供给系统600的主路和煤油供给系统700最终接入千牛量级轨控发动机。过氧化氢作为氧化剂，和作为燃料的煤油在千牛量级轨控发动机的燃烧室内接触、混合时，自燃而产生高温高压燃气。高温高压燃气经喷管喷出，产生千牛量级轨控推力。过氧化氢供给系统600的支路最终接入姿控发动机502。过氧化氢作为单组元推进剂，在姿控发动机502的燃烧室内经催化床催化而迅速分解为气态H20和O2，产生高速气流。高速气流流经喷管，产生姿控推力。
当航天器需要调整轨道时，高压氮气贮箱101为过氧化氢主路挤压式贮箱601和煤油挤压式贮箱701增压，紧接着对轨控发动机前各输送管路进行吹除操作。氮气作为惰性气体，在点火之前以其充填发动机管路，确保管路内无残留的推进剂，保证发动机安全起动。贮箱增压及管路吹除等起动准备工作完成后，过氧化氢电动泵603和煤油电动泵703开启，过氧化氢和煤油充填发动机管路。根据任务预先设定的时序电动阀606、电动阀704按照一定顺序打开，其余各阀此时均应保持关闭。过氧化氢和煤油不能同时进入燃烧室，应使一种组元先进入燃烧室，等到建立合适的燃烧环境后，再使另一推进剂组元进入燃烧室，以避免出现起动压力峰。电动阀606、电动阀704均已开启，过氧化氢和煤油进入千牛量级轨控发动机的燃烧室发生反应，自燃生成高温高压燃气。燃气流过拉瓦尔喷管，产生调整轨道所需推力。当航天器到达预定轨道时，电动阀606、电动阀704关闭，过氧化氢电动泵603和煤油电动泵703关闭，管路增压停止，推进剂供给停止。此时，高压氮气贮箱101立即对轨控发动机前各输送管路进行吹除操作，防止残留的推进剂断续供应，从而缩短补燃期，减小推力后效冲量偏差。
当航天器需要调整姿态时，高压氮气贮箱101单独为过氧化氢主路挤压式贮箱601增压，紧接着对姿控发动机前各输送管路进行吹除操作。贮箱增压及管路吹除等起动准备工作完成后，过氧化氢电动泵603开启，过氧化氢充填至电动阀607、电动阀608之前。以上各步除吹除的管路略有不同之外，其他均与轨控发动机的起动步骤相同，因此，需要根据千牛量级轨控发动机的工作状态，决定是否进行以上操作。当千牛量级轨控发动机处于关机状态时，电动阀607开启，电动阀608关闭，以较大流量向过氧化氢支路挤压式贮箱602迅速加注过氧化氢；当千牛量级轨控发动机处于开机状态，或者过氧化氢电动泵603泵后压力较低时，电动阀608开启，电动阀607关闭，过氧化氢以较小流量向过氧化氢支路挤压式贮箱602补给。之后，根据航天器姿态调整所需力矩，有选择性地开启姿控推力室中的各个电动阀501，过氧化氢进入对应的推力室，经催化床催化后，控制姿控发动机502产生相应控制力。当航天器姿态调整到位时，控制系统发出关机指令，电动阀607、电动阀608、电动阀501均关闭，电动阀607、电动阀608之前的部分则根据轨控发动机的工作状态决定是否关机。
由于过氧化氢在催化条件下的分解速度极快，姿控发动机502既可以进行脉冲工作，也可以长时间连续工作。过氧化氢允许姿控发动机进行重复冷起动(两次起动时间间隔很长)及重复热起动(连续起动)，符合姿控发动机长期在轨工作任务需求。
本发明多模式过氧化氢姿轨控一体化推进系统，姿控推进系统和轨控推进系统允许根据任务实际情况选择同时工作或单独工作模式。相比于姿控、轨控分离的推进系统，本发明采用一套推进剂供给系统，实现对航天器姿控发动机和轨控发动机推进剂的分别供给，节省一套供给系统的重量和空间，为航天器携带更多有效载荷、承担更多任务创造了条件。以轨控发动机双组元推进剂的一种组元作为姿控发动机的单组元推进剂，姿控、轨控两部分之间不仅没有因为共用一套推进剂供给系统而互相约束，反而促进了推进剂的合理分配与高效利用——过氧化氢可以在姿控和轨控之间根据任务需求灵活调整分配方案，实现了推进剂在航天任务中的自由调配，极大地增强了航天器应对突发事件的能力。
在本发明实施例中，以过氧化氢和煤油作为推进剂组合。过氧化氢/煤油组合没有类似N2O4/N2H4、N2O4/MMH、N2O4/UDMH等组合的强烈毒性，而且过氧化氢/煤油组合的燃烧产物无污染，可以在常温下长期贮存，二者能够自燃而发生反应，生成高温高压燃气，是出色的轨控发动机推进剂组合；过氧化氢经催化迅速分解生成气态H20和O2，产生高速气流，允许姿控发动机多次起动，符合姿控发动机长期在轨工作的任务需求。
本发明实施例还提供了一种航天器，包括本发明实施例一或实施例二中的电动泵增压的姿轨控一体化推进系统。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (4)

1.一种电动泵增压的姿轨控一体化推进系统，其特征在于，包括：挤压式增压系统，无水肼供给系统，四氧化二氮供给系统，轨控推力室和姿控推力室；所述无水肼供给系统和所述四氧化二氮供给系统共用所述挤压式增压系统；
所述挤压式增压系统，用于所述无水肼供给系统和所述四氧化二氮供给系统的挤压和吹除；
所述无水肼供给系统和所述四氧化二氮供给系统，分别为所述轨控推力室供给燃料和氧化剂；
所述无水肼供给系统，还用于为所述姿控推力室供给单组元推进剂；
其中，所述无水肼供给系统包括：无水肼主路挤压式贮箱，无水肼支路挤压式贮箱，无水肼电动泵，汽蚀文氏管和电动阀；其中，所述汽蚀文氏管和所述电动阀的数量均为多个；
所述无水肼主路挤压式贮箱的出口与所述轨控推力室相连接，且所述无水肼主路挤压式贮箱与所述轨控推力室之间的管路上设置有所述汽蚀文氏管、所述无水肼电动泵和所述电动阀；
所述无水肼主路挤压式贮箱的出口还与所述无水肼支路挤压式贮箱的入口相连接，所述无水肼支路挤压式贮箱的出口与所述姿控推力室相连接；
其中，在所述无水肼支路挤压式贮箱的出口引出一条回流路，其中，所述回流路通过所述电动阀接至所述无水肼主路挤压式贮箱的入口，形成回流闭环。
2.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述挤压式增压系统包括高压氮气贮箱；所述高压氮气贮箱包括第一出口和第二出口；所述第一出口与所述无水肼供给系统相连接；所述第二出口与所述四氧化二氮供给系统相连接。
3.根据权利要求1所述的系统，其特征在于，所述四氧化二氮供给系统包括：四氧化二氮挤压式贮箱，汽蚀文氏管，四氧化二氮电动泵和电动阀；
所述四氧化二氮挤压式贮箱的出口与所述轨控推力室相连接，且所述四氧化二氮挤压式贮箱与所述轨控推力室之间的管路上依次设置有所述汽蚀文氏管、所述四氧化二氮电动泵和所述电动阀。
4.一种航天器，其特征在于，包括权利要求1所述的电动泵增压的姿轨控一体化推进系统。
CN202111509683.XA 2021-12-10 2021-12-10 电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器 Active CN114233520B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111509683.XA CN114233520B (zh) 2021-12-10 2021-12-10 电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202111509683.XA CN114233520B (zh) 2021-12-10 2021-12-10 电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114233520A CN114233520A (zh) 2022-03-25
CN114233520B true CN114233520B (zh) 2023-04-25

Family

ID=80754803

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202111509683.XA Active CN114233520B (zh) 2021-12-10 2021-12-10 电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114233520B (zh)

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3012329B2 (ja) * 1991-06-27 2000-02-21 ティー アール ダブリュ インコーポレーテッド 高性能デュアル・モード・インテグラル推進システム
BR112015028861A2 (pt) * 2013-05-29 2017-07-25 Ecaps Ab motor de foguete químico de modo duplo, sistema de propulsão de modo duplo, veículo espacial, uso de uma combinação de bipropelente, e, método para geração de impulso
CN108895921A (zh) * 2018-07-03 2018-11-27 北京航空航天大学 用于固液混合动力运载火箭的过氧化氢姿态控制系统
CN109763913B (zh) * 2019-01-17 2024-03-26 蓝箭航天空间科技股份有限公司 双组元推进剂贮存和供应系统以及航天运载器
CN110979746B (zh) * 2019-12-18 2021-05-28 北京航空航天大学 火箭三级固液主动力与姿控一体化系统及其方法
CN111946490B (zh) * 2020-07-07 2021-08-17 上海空间推进研究所 基于电动泵的燃气增压姿轨控推进系统
CN112664352B (zh) * 2020-12-29 2022-10-18 上海空间推进研究所 一种固液混合式燃气增压系统及其控制方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN114233520A (zh) 2022-03-25

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10844808B2 (en) Rocket engine systems with an independently regulated cooling system
US11181076B2 (en) Rocket engine bipropellant supply system including an electrolyzer
US20180238272A1 (en) Tri-propellant rocket engine for space launch applications
CN111720238B (zh) 基于液氧膨胀循环的深度变推多次起动液体火箭发动机
EP0620895B1 (en) Satellite propulsion and power system
JP3068022B2 (ja) 低出力アークジェット用推進薬供給装置
US4771599A (en) Tripropellant rocket engine with injector
US3595022A (en) Thermodynamic reaction drive
US9771897B2 (en) Jet propulsion device and fuel supply method
CN113404621B (zh) 火星上升飞行器用固液混合发动机及方法
KR20160009068A (ko) 듀얼 모드 화학 로켓 엔진 및 상기 로켓 엔진을 포함하는 듀얼 모드 추진 시스템
US4787579A (en) Gas thruster
JP2016500789A (ja) ロケットエンジンへの供給方法および供給装置
US5267437A (en) Dual mode rocket engine
US20150308384A1 (en) Propulsion assembly for rocket
CN114233520B (zh) 电动泵增压的姿轨控一体化推进系统和航天器
CN111720239B (zh) 一种深度变推多次起动液体火箭动力系统
CN113944568B (zh) 一种基于han单元推进剂的粉末燃料支板引射火箭基组合循环发动机
US20130199155A1 (en) Rocket Propulsion Systems, and Related Methods
US6338253B1 (en) Method and apparatus for storing and supplying fuel to laser generators
US2992527A (en) Reaction motor power plant with auxiliary power producing means
JP2000248994A (ja) ロケットエンジンの推薬加圧装置
CN211819716U (zh) 氧化亚氮动力系统
RU2116491C1 (ru) Способ работы жидкостного ракетного двигателя и жидкостный ракетный двигатель
RU2183759C2 (ru) Кислородо-водородный жидкостный ракетный двигатель

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant