CN114646241B - 一种用于飞行器的姿控动力系统 - Google Patents

Abstract

本申请涉及一种用于飞行器的姿控动力系统，属于飞行器姿态控制技术领域，包括推进剂贮箱，其包括贮箱主体，贮箱主体为空心环形结构；气瓶，其包括气瓶主体，气瓶主体为空心环形结构，贮箱主体与气瓶主体之间同轴固定连接；控制集成阀，其连接在气瓶主体和贮箱主体之间，以将气瓶主体内的压缩气体输送至贮箱主体内；姿控发动机组，该姿控发动机组设有多个，多个姿控发动机组以设定方向连接在贮箱主体上以调整飞行器的飞行姿态。本申请的姿控动力系统的贮箱主体和气瓶主体均采用了空心环形结构，空心环形结构的贮箱主体和气瓶主体能够分布于飞行器圆周，提升了飞行器的空间利用率。

Description

一种用于飞行器的姿控动力系统

技术领域

本申请涉及飞行器姿态控制技术领域，特别涉及一种用于飞行器的姿控动力系统。

背景技术

运载火箭姿控动力系统在运载火箭飞行过程中起着重要作用，包括控制运载火箭完成俯仰、偏航、滚转、轨道保持、速度修正等。传统液体运载火箭姿控动力系统部组件分布分散，输送管路穿插复杂，气密泄漏风险较高，总装测试工序繁多，并且需要运载火箭总体系统设计预留大量空间容纳姿控系统，降低了运载火箭可靠性和空间利用效率，制约了运载火箭快速响应能力及运载载荷能力的提升和发展。

发明内容

本申请实施例提供一种用于飞行器的姿控动力系统，以解决相关技术中传统液体运载火箭姿控动力系统部组件分布分散，需要运载火箭总体系统设计预留大量空间容纳姿控系统，降低了运载火箭可靠性和空间利用效率的问题。

本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，包括：

推进剂贮箱，所述推进剂贮箱包括贮箱主体，所述贮箱主体为空心环形结构；

气瓶，所述气瓶包括气瓶主体，所述气瓶主体为空心环形结构，所述贮箱主体与气瓶主体之间同轴固定连接；

控制集成阀，所述控制集成阀连接在气瓶主体和贮箱主体之间，以将气瓶主体内的压缩气体输送至贮箱主体内；

姿控发动机组，所述姿控发动机组设有多个，多个姿控发动机组以设定方向连接在贮箱主体上以调整飞行器的飞行姿态。

在一些实施例中：所述贮箱主体内设有隔膜，所述隔膜将贮箱主体分隔成气腔和液腔，所述气腔与控制集成阀连通并通入压缩气体来挤压隔膜，以使液腔内的推进剂输出至姿控发动机组。

在一些实施例中：所述气瓶还包括多个与推进剂贮箱连接的下支耳，多个所述下支耳在气瓶主体的底部均匀布置；

所述推进剂贮箱还包括多个与气瓶连接的支座，多个所述支座分布在贮箱主体上并与多个所述下支耳一一对应固定连接。

在一些实施例中：所述气瓶还包括多个与飞行器连接的上支耳，多个所述上支耳连接在气瓶主体的顶部，以将气瓶固定在飞行器上。

在一些实施例中：所述气瓶主体上开设有连接控制集成阀的气瓶出口，所述贮箱主体上开设有连接控制集成阀的贮箱气腔入口；

所述控制集成阀包括与气瓶出口密封连接的控制集成阀入口，以及与贮箱气腔入口密封连接的控制集成阀出口。

在一些实施例中：所述控制集成阀入口与控制集成阀出口之间的形成的压缩气体通道上沿气流方向依次连接的电爆阀和减压阀；

所述电爆阀用于其自身起爆后连通压缩气体通道，所述减压阀用于将气瓶主体输出的压缩气体降压后输出至贮箱主体。

在一些实施例中：所述压缩气体通道上还设有高压测试口和低压测试口，所述高压测试口连接在电爆阀和减压阀之间，所述低压测试口连接在减压阀和控制集成阀出口之间；

所述高压测试口用于测试所述减压阀的工作特性，所述低压测试口用于测试减压阀的工作特性和控制集成阀出口与贮箱主体之间的密封性。

在一些实施例中：所述压缩气体通道上还设有高压充气口，所述高压充气口位于电爆阀的进气端，所述高压充气口用于向气瓶主体内预充压缩气体并测试控制集成阀入口与气瓶主体之间的密封性。

在一些实施例中：所述贮箱主体的底部设有多个连接所述姿控发动机组的发动机座，以及向所述贮箱主体内充入推进剂的贮箱推进剂入口；

所述发动机座上开设有向姿控发动机组输送推进剂的贮箱推进剂出口。

在一些实施例中：所述飞行器为运载火箭，空间卫星或导弹武器。

本申请提供的技术方案带来的有益效果包括：

本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，由于本申请的姿控动力系统设置了推进剂贮箱，该推进剂贮箱包括贮箱主体，贮箱主体为空心环形结构；气瓶，该气瓶包括气瓶主体，气瓶主体为空心环形结构，贮箱主体与气瓶主体之间同轴固定连接；控制集成阀，该控制集成阀连接在气瓶主体和贮箱主体之间，以将气瓶主体内的压缩气体输送至贮箱主体内；姿控发动机组，该姿控发动机组设有多个，多个姿控发动机组以设定方向连接在贮箱主体上以调整飞行器的飞行姿态。

因此，本申请的姿控动力系统的贮箱主体和气瓶主体均采用了空心环形结构，空心环形结构的贮箱主体和气瓶主体能够分布于飞行器圆周，提升了飞行器的空间利用率。贮箱主体和气瓶主体之间直接通过控制集成阀进行连通，即减少了姿控动力系统中管路穿插，简化装配工序，又较大程度上轻量化系统结构。姿控发动机组以设定方向直接连接在贮箱主体上，贮箱主体与气瓶主体之间同轴固定连接，贮箱主体与气瓶主体又作为姿控动力系统的功能性元件的承力结构，简化了姿控动力系统结构，提升了系统可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本申请的一些实施例，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为本申请实施例的结构示意图；

图2为本申请实施例气瓶的结构示意图；

图3为本申请实施例推进剂贮箱的结构示意图；

图4为本申请实施例控制集成阀的结构示意图。

附图标记：

1、气瓶；2、推进剂贮箱；3、控制集成阀；4、姿控发动机组；11、气瓶主体；12、上支耳；13、下支耳；14、气瓶出口；21、贮箱主体；22、支座；23、发动机座；24、贮箱推进剂出口；25、贮箱气腔入口；26、贮箱推进剂入口；31、控制集成阀入口；32、高压充气口；33、电爆阀；34、高压测试口；35、减压阀；36、低压测试口；37、控制集成阀出口；38、推进剂加注口。

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，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中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申请的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，其能解决相关技术中传统液体运载火箭姿控动力系统部组件分布分散，需要运载火箭总体系统设计预留大量空间容纳姿控系统，降低了运载火箭可靠性和空间利用效率的问题。

参见图1至图3所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，包括：

推进剂贮箱2，该推进剂贮箱2包括贮箱主体21，该贮箱主体21为空心环形密闭结构；贮箱主体21的内腔用于贮存推进剂，贮箱主体21的尺寸和材料根据实际需要具体设定。在贮箱主体21内设有隔膜(图中未画出)，隔膜将贮箱主体21分隔成气腔和液腔，气腔与控制集成阀3连通并通入压缩气体来挤压隔膜，隔膜通过膨胀变形以使液腔内的推进剂输出至姿控发动机组4。隔膜为位于贮箱主体21内的圆环形结构，隔膜可为金属或橡胶材料制作，隔膜的上端面与贮箱主体21之间形成气腔，隔膜的下端面与贮箱主体21之间形成液腔。

气瓶1，该气瓶1包括气瓶主体11，该气瓶主体11为空心环形结构，气瓶主体11进一步优选为圆形空心管体弯制成首尾连接的圆环形结构。贮箱主体21与气瓶主体11之间同轴固定连接，即贮箱主体21的轴线与气瓶主体11的轴线共线，且气瓶主体11位于贮箱主体21的上方。

控制集成阀3，该控制集成阀3连接在气瓶主体11和贮箱主体21之间，以将气瓶主体11内的压缩气体输送至贮箱主体21的气腔内，控制集成阀3用于控制气瓶主体11向贮箱主体21的气腔内输入设定流量和压力的压缩气体，该压缩气体优选但不限于为氦气。

姿控发动机组4，该姿控发动机组4设有多个，多个姿控发动机组4分别以设定方向连接在贮箱主体21上以调整飞行器(图中未画出)的飞行姿态。多个姿控发动机组4均固定连接在贮箱主体21上，贮箱主体21为各姿控发动机组4提供推进剂。飞行器优选但不限于为运载火箭，空间卫星或导弹武器等，本申请实施例的飞行器以运载火箭为例进行说明。

本申请实施例的姿控动力系统的贮箱主体21和气瓶主体11均采用了空心环形结构，空心环形结构的贮箱主体21和气瓶主体11能够分布于飞行器圆周，贮箱主体21和气瓶主体11安装于飞行器的发动机喷管与舱段的环形空间范围内，提升了飞行器的空间利用率。

贮箱主体21和气瓶主体11之间直接通过控制集成阀3进行连通，即减少了姿控动力系统中管路穿插，简化装配工序，提高贮箱主体21和气瓶主体11之间气管路的气密性，又较大程度上实现姿控动力系统的轻量化设计。

多个姿控发动机组4以设定方向直接连接在贮箱主体21上，贮箱主体21与气瓶主体11之间同轴固定连接，贮箱主体21与气瓶主体11不仅作为姿控动力系统的推进剂容器，又作为姿控动力系统的功能性元件的承力结构，简化了姿控动力系统结构，提升了系统可靠性。

在一些可选实施例中：参见图1至图3所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，该姿控动力系统的气瓶1还包括多个与推进剂贮箱2连接的下支耳13，多个下支耳13在气瓶主体11的底部均匀布置。

推进剂贮箱2还包括多个与气瓶1连接的支座22，多个支座22分布在贮箱主体21上并与多个下支耳13一一对应固定连接。气瓶1还包括多个与飞行器连接的上支耳12，多个上支耳12连接在气瓶主体11的顶部，以将气瓶1固定在飞行器上。

在贮箱主体21的底部设有多个连接姿控发动机组4的发动机座23，以及向贮箱主体21内充入推进剂的贮箱推进剂入口26；发动机座23上开设有向姿控发动机组4输送推进剂的贮箱推进剂出口24。

本申请实施例的姿控发动机组4分布于飞行器圆周，通过法兰端面密封连接在发动机座23上。姿控发动机组4与发动机座23通过紧固件连接，将姿控发动机组4推力通过发动机座23传递至贮箱主体21。

贮箱主体21与气瓶主体11通过下支耳13和支座22连接，将姿控发动机组4推力由贮箱主体21传递至气瓶主体11，气瓶主体11与飞行器舱段通过上支耳12紧固连接，将姿控发动机组4推力传递至飞行器结构主体，从而实现姿控动力系统对飞行器的俯仰、偏航、滚转等动作的控制。

在一些可选实施例中：参见图2至图4所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，该姿控动力系统的气瓶主体11上开设有连接控制集成阀3的气瓶出口14，贮箱主体21上开设有连接控制集成阀3的贮箱气腔入口25。控制集成阀3包括与气瓶出口14密封连接的控制集成阀入口31，以及与贮箱气腔入口25密封连接的控制集成阀出口37。

控制集成阀入口31与控制集成阀出口37之间形成的压缩气体通道上沿气流方向依次连接的电爆阀33和减压阀35；电爆阀33用于其自身起爆后连通压缩气体通道，减压阀35用于将气瓶主体11输出的压缩气体降压后输出至贮箱主体21。

在压缩气体通道上还设有高压测试口34和低压测试口36，高压测试口34连接在电爆阀33和减压阀35之间，低压测试口36连接在减压阀35和控制集成阀出口37之间。高压测试口34用于测试减压阀35的工作特性，如密封性和压力调节性能，低压测试口36用于测试减压阀35的工作特性和控制集成阀出口37与贮箱主体21之间的密封性。

在一些可选实施例中：参见图2至图4所示，本申请实施例提供了一种用于飞行器的姿控动力系统，该姿控动力系统的压缩气体通道上还设有高压充气口32，该高压充气口32位于电爆阀33的进气端，高压充气口32用于向气瓶主体11内预充压缩气体并测试控制集成阀入口31与气瓶主体11之间的密封性。

贮箱主体21的底部设有多个连接姿控发动机组4的发动机座23，以及向贮箱主体21内充入推进剂的贮箱推进剂入口26；在发动机座23上开设有向姿控发动机组4输送推进剂的贮箱推进剂出口24。贮箱推进剂入口26设于贮箱主体21下侧面，并具有柱塞孔，贮箱推进剂入口26通过柱塞密封连接控制集成阀3的推进剂加注口38，推进剂由推进剂加注口38和贮箱推进剂入口26进入贮箱主体21内。

工作原理

在姿控动力系统总装测试时，依次将气瓶1、推进剂贮箱2、控制集成阀3、姿控发动机组4插接装配、固定并密封，从推进剂加注口38注入推进剂至推进剂贮箱2，从高压充气口32注入高压惰性气体至气瓶1，该姿控系统即进入预启动状态。

当姿控动力系统需要启动工作时，首先对电爆阀33通电，电爆阀33起爆后连通控制集成阀入口31至减压阀35之间的通道，压缩气体从气瓶1通过气瓶出口14、控制集成阀入口31进入控制集成阀3。压缩气体经减压阀35减压到预定值后，通过控制集成阀出口37流入贮箱气腔入口25，推动贮箱主体21内推进剂从贮箱推进剂出口24进入姿控发动机组4，姿控发动机组4点火工作产生推力。

姿控发动机组4推力经由发动机座23、贮箱主体21、支座22、下支耳13、气瓶主体11、上支耳12传递至飞行器结构主体，从而实现姿控动力系统对飞行器的俯仰、偏航、滚转等动作的控制。由于该姿控系统各功能组件结构化设计、模块化布局，全系统采用无管路插接式装配，简化装配工艺过程，解决了运载火箭姿控系统总装测试复杂的问题，并提升了运载火箭系统可靠性及空间利用率。

在本申请的描述中，需要说明的是，术语“上”、“下”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。除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；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。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。

需要说明的是，在本申请中，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”或者其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过程、方法、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，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。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过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同要素。

以上所述仅是本申请的具体实施方式，使本领域技术人员能够理解或实现本申请。对这些实施例的多种修改对本领域的技术人员来说将是显而易见的，本文中所定义的一般原理可以在不脱离本申请的精神或范围的情况下，在其它实施例中实现。因此，本申请将不会被限制于本文所示的这些实施例，而是要符合与本文所申请的原理和新颖特点相一致的最宽的范围。

Claims (4)

1.一种用于飞行器的姿控动力系统，其特征在于，包括：

推进剂贮箱（2），所述推进剂贮箱（2）包括贮箱主体（21），所述贮箱主体（21）为空心环形结构；

气瓶（1），所述气瓶（1）包括气瓶主体（11），所述气瓶主体（11）为空心环形结构，所述贮箱主体（21）与气瓶主体（11）之间同轴固定连接；

控制集成阀（3），所述控制集成阀（3）连接在气瓶主体（11）和贮箱主体（21）之间，以将气瓶主体（11）内的压缩气体输送至贮箱主体（21）内；

姿控发动机组（4），所述姿控发动机组（4）设有多个，多个姿控发动机组（4）以设定方向连接在贮箱主体（21）上以调整飞行器的飞行姿态；

所述气瓶（1）还包括多个与飞行器连接的上支耳（12），多个所述上支耳（12）连接在气瓶主体（11）的顶部，以将气瓶（1）固定在飞行器上；

贮箱主体（21）和气瓶主体（11）分布于飞行器圆周，贮箱主体（21）和气瓶主体（11）安装于飞行器的发动机喷管与舱段的环形空间范围内，以提升飞行器的空间利用率，飞行器为运载火箭、空间卫星或导弹武器中的任意一种；

所述气瓶主体（11）上开设有连接控制集成阀（3）的气瓶出口（14），所述贮箱主体（21）上开设有连接控制集成阀（3）的贮箱气腔入口（25）；

所述控制集成阀（3）包括与气瓶出口（14）密封连接的控制集成阀入口（31），以及与贮箱气腔入口（25）密封连接的控制集成阀出口（37）；

所述控制集成阀入口（31）与控制集成阀出口（37）之间形成压缩气体通道上沿气流方向依次连接的电爆阀（33）和减压阀（35）；

所述电爆阀（33）用于其自身起爆后连通压缩气体通道，所述减压阀（35）用于将气瓶主体（11）输出的压缩气体降压后输出至贮箱主体（21）；

所述压缩气体通道上还设有高压测试口（34）和低压测试口（36），所述高压测试口（34）连接在电爆阀（33）和减压阀（35）之间，所述低压测试口（36）连接在减压阀（35）和控制集成阀出口（37）之间；

所述高压测试口（34）用于测试所述减压阀（35）的工作特性，所述低压测试口（36）用于测试减压阀（35）的工作特性和控制集成阀出口（37）与贮箱主体（21）之间的密封性；

所述压缩气体通道上还设有高压充气口（32），所述高压充气口（32）位于电爆阀（33）的进气端，所述高压充气口（32）用于向气瓶主体（11）内预充压缩气体并测试控制集成阀入口（31）与气瓶主体（11）之间的密封性。

2.如权利要求1所述的一种用于飞行器的姿控动力系统，其特征在于：

所述贮箱主体（21）内设有隔膜，所述隔膜将贮箱主体（21）分隔成气腔和液腔，所述气腔与控制集成阀（3）连通并通入压缩气体来挤压隔膜，以使液腔内的推进剂输出至姿控发动机组（4）。

3.如权利要求1或2所述的一种用于飞行器的姿控动力系统，其特征在于：

所述气瓶（1）还包括多个与推进剂贮箱（2）连接的下支耳（13），多个所述下支耳（13）在气瓶主体（11）的底部均匀布置；

所述推进剂贮箱（2）还包括多个与气瓶（1）连接的支座（22），多个所述支座（22）分布在贮箱主体（21）上并与多个所述下支耳（13）一一对应固定连接。

4.如权利要求1所述的一种用于飞行器的姿控动力系统，其特征在于：

所述贮箱主体（21）的底部设有多个连接所述姿控发动机组（4）的发动机座（23），以及向所述贮箱主体（21）内充入推进剂的贮箱推进剂入口（26）；

所述发动机座（23）上开设有向姿控发动机组（4）输送推进剂的贮箱推进剂出口（24）。