CN115355109A - 一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构 - Google Patents

一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构 Download PDF

Info

Publication number
CN115355109A
CN115355109A CN202211294830.0A CN202211294830A CN115355109A CN 115355109 A CN115355109 A CN 115355109A CN 202211294830 A CN202211294830 A CN 202211294830A CN 115355109 A CN115355109 A CN 115355109A
Authority
CN
China
Prior art keywords
engine thrust
attitude control
thrust chamber
chambers
chamber
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.)
Pending
Application number
CN202211294830.0A
Other languages
English (en)
Inventor
隋国发
赫崇智
温忠亮
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.)
Jingyi Xinghang Beijing Technology Innovation Co ltd
Original Assignee
Jingyi Xinghang Beijing Technology Innovation Co ltd
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 Jingyi Xinghang Beijing Technology Innovation Co ltd filed Critical Jingyi Xinghang Beijing Technology Innovation Co ltd
Priority to CN202211294830.0A priority Critical patent/CN115355109A/zh
Publication of CN115355109A publication Critical patent/CN115355109A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • F02K9/74—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant
    • F02K9/76—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants
    • F02K9/766—Rocket-engine plants, i.e. plants carrying both fuel and oxidant therefor; Control thereof combined with another jet-propulsion plant with another rocket-engine plant; Multistage rocket-engine plants with liquid propellant
    • 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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B15/00—Self-propelled projectiles or missiles, e.g. rockets; Guided missiles

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)

Abstract

本发明公开一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其属于运载火箭技术领域，其包括一台或二台主发动机推力室、二台以上姿控发动机推力室和具有涡轮泵的箭上管路系统，主发动机推力室为不摆动的大推力室；姿控发动机推力室为可摆动的小推力室，姿控发动机推力室具有变向铰以及控制摆动的伺服机构；箭上管路系统将运载火箭的一级氧箱和一级燃箱分别地与各个主发动机及姿控发动机相连接；至少有一台主发动机推力室和一台姿控发动机推力室与同一台涡轮泵相连。本发明优化发动机布局和涡轮泵及管路系统的统筹设计，采用尽可能少的设备部件，从而实现大幅降低运载火箭的部件数量和降低故障率。

Description

一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构
技术领域
本发明属于运载火箭技术领域，具体地涉及一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构。
背景技术
运载火箭是由多级火箭组成的航天运载工具，运载火箭的作用是将人造地球卫星、载人飞船、空间站、空间探测器等有效载荷送入预定轨道，任务完成后，运载火箭被抛弃。
中国专利申请号202011155651.X号专利公开了一种运载火箭，其中运载火箭可回收一子级包括子级舱体、动力系统、空气舵系统、安定翼系统和冷气姿控系统；动力系统设置于子级舱体的内部；空气舵系统的空气舵面设置于子级舱体的外壁的上部，并且空气舵面的延伸方向可由与子级舱体的延伸方向相同方向旋转至与子级舱体的延伸方向垂直的方向；安定翼系统的安定翼面设置于子级舱体的外壁的下部，安定翼面的延伸方向与子级舱体的延伸方向相同，并且安定翼面可沿着子级舱体的延伸方向向子级舱体的尾部移动；冷气姿控系统位于子级舱体的前端，并且可向子级舱体的外部喷出冷气。
运载火箭的最大成本构成就是动力系统，动力系统发动机配套数量的多少直接影响了运载火箭的配套成本。液体火箭发动机是技术性很强、结构复杂的高科技产品，小推力火箭发动机与大推力火箭发动机的配套成本差异不是等比例关系，例如，一台推力100吨的液体火箭发动机成本可能是10台10吨的发动机总成本的三分之一，因此，在总推力不变的情况下，动力系统发动机配套数量越少成本越低，减少运载火箭发动机配套数量是降低运载火箭生产配套成本的有效手段。但在考虑设计较低成本的动力系统时，发动机提供推力的功能和摇摆推力室控制姿态的功能将产生矛盾：发动机推力小，则需要的发动机数量多、成本高；发动机推力大，则需要的伺服机构的功率大、价格昂贵。
此外，一般情况下，一台火箭发动机中主要包括有一台推力室、一台涡轮泵以及相应的一套管路、阀门、辅助控制系统。而运载火箭为实现提供推力以及进行俯仰、偏航、滚转等姿态调整，通常具有多台发动机、多套涡轮泵及相应的多套管路系统，这些配置使得运载火箭结构复杂且故障率居高不下。
发明内容
基于现有技术中存在的技术难题，本发明提供一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，本发明优化发动机布局和涡轮泵及管路系统的统筹设计，采用尽可能少的设备部件，从而实现大幅降低运载火箭的部件数量和降低故障率。
依据本发明的技术方案，本发明提供了一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其包括一台或二台主发动机推力室、二台或多台姿控发动机推力室以及具有涡轮泵的箭上管路系统；主发动机推力室为不摆动的推力室；姿控发动机推力室为可摆动的推力室，姿控发动机推力室具有变向铰以及控制摆动的伺服机构；箭上管路系统将运载火箭的一级氧箱和一级燃箱分别地与各个主发动机推力室及姿控发动机推力室相连接；至少有一台主发动机推力室和一台姿控发动机推力室与同一台涡轮泵相连。
进一步地，涡轮泵包括有氧化剂泵和燃烧剂泵，一级氧箱连接有氧化剂输送管，氧化剂输送管经过氧化剂泵与主发动机推力室及姿控发动机推力室相连接；一级燃箱连接有燃烧剂输送管，燃烧剂输送管经过燃烧剂泵与主发动机推力室及姿控发动机推力室相连接；在涡轮泵与一级氧箱和一级燃箱之间均设置有泵前阀。
在一实施例中，主发动机推力室的数量为一台，姿控发动机推力室的数量为二台，涡轮泵的数量为一台；主发动机推力室设置于运载火箭底部居中位置，二台姿控发动机推力室对称设置于主发动机推力室两侧位置；主发动机推力室和二台姿控发动机推力室均与涡轮泵相连。
进一步地，涡轮泵设置于二台姿控发动机推力室之间位置。
在又一实施例中，主发动机推力室的数量为二台，姿控发动机推力室的数量为二台，涡轮泵的数量为二台；二台主发动机推力室对称设置于一级箭体底部两侧位置，二台姿控发动机推力室对称设置于二台主发动机推力室的中心连线的两侧位置；一台主发动机推力室和与其相邻的一台姿控发动机推力室均与一台涡轮泵相连；另一台主发动机推力室和另一台姿控发动机推力室均与另一台涡轮泵相连。
进一步地，涡轮泵设置于与其相连的姿控发动机推力室和主发动机推力室之间位置。
优选地，在上述两实施例中，变向铰均为万向铰链，姿控发动机推力室均为双向摇摆型的推力室。
另一实施例中，主发动机推力室的数量为一台，姿控发动机推力室的数量为四台，涡轮泵的数量为一台；一台主发动机推力室设置于一级箭体底部居中位置，四台姿控发动机推力室对称或均布安装在主发动机推力室四周位置；主发动机推力室和二台姿控发动机推力室均与涡轮泵相连。
优选地，在上述一实施例中，变向铰均为单向铰链，姿控发动机推力室均为单向摇摆型的推力室。
优选地，在一级氧箱和一级燃箱中位于下方的一个的底部一体成型地设置有发动机安装机架，主发动机推力室、姿控发动机推力室及涡轮泵均与发动机安装机架相连接。
与现有技术相比，本发明的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构的有益技术效果如下：
1、本发明的方案结合发动机布局采用多个发动机推力室共用涡轮泵的方式，减少了涡轮泵及配套管路系统的设置数量，从而降低了组件的复杂程度，且使得控制过程也更加优化、简便；同时优化涡轮泵与推力室的整体布局，有助于缩小动力系统占用空间，可在更小直径的火箭内布局，也适当降低火箭的直径。
2、本发明的方案以最少的主发动机配置数量和更易实现的双摆姿控小发动机推力室实现了火箭飞行及其姿态控制，动力系统配套的故障率大幅度降低。
3、本发明的方案中主发动机部分只提供推力、不摆动，可简化、优化设计，提高燃烧室室压、提高发动机比冲，提高发动机推力性能。姿控发动机部分根据综合要求，可适当降低燃烧室压力，降低设计难度。
附图说明
图1是依据本发明共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构的一实施例的运载火箭的整体结构示意图；
图2是图1所示实施例中一级箭体的发动机部分的结构示意图；
图3是图2所示实施例的发动机布局结构示意图；
图4是依据本发明共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构又一实施例的发动机部分的结构示意图；
图5是图4所示实施例的发动机布局结构示意图；
图6是依据本发明共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构的又一实施例的发动机部分的结构示意图；
图7是图6所示实施例的发动机布局结构示意图；
图8是一种现有技术中的发动机部分的结构示意图；
图9是图8所示实施例的发动机布局结构示意图；
图10是另一种现有技术中的发动机布局结构示意图。
附图中的附图标记说明：
1、主发动机推力室；
2、姿控发动机推力室；
3、涡轮泵；
4、伺服机构；
5、变向铰；
6、燃烧剂泵；
7、氧化剂泵；
8、一级氧箱；
9、一级燃箱；
10、氧化剂输送管；
11、燃烧剂输送管；
12、泵前阀；
13、发动机安装机架；
14、一级箭体；
15、现有发动机涡轮泵；
16、现有发动机推力室；
17、现有发动机。
具体实施方式
下面详细描述本发明的实施方式，所述实施方式的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，仅用于解释本发明，而不能解释为对本发明的限制。
本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本发明的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。此外，这里使用的“连接”或“耦接”可以包括无线连接或耦接。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的任一单元和全部组合。
本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语）具有与本发明所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样定义，不会用理想化或过于正式的含义来解释。
为便于对本发明实施例的理解，下面将结合附图以几个具体实施例为例做进一步的解释说明，且各个实施例并不构成对本发明实施例的限定。
本发明公开一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其属于运载火箭技术领域，其包括一台或二台主发动机推力室、二台以上姿控发动机推力室和具有涡轮泵的箭上管路系统，主发动机推力室为不摆动的大推力室；姿控发动机推力室为可摆动的小推力室，姿控发动机推力室具有变向铰以及控制摆动的伺服机构；箭上管路系统将运载火箭的一级氧箱和一级燃箱分别地与各个主发动机及姿控发动机相连接；至少有一台主发动机推力室和一台姿控发动机推力室与同一台涡轮泵相连。本发明优化发动机布局和涡轮泵及管路系统的统筹设计，采用尽可能少的设备部件，从而实现大幅降低运载火箭的部件数量和降低故障率。
本发明提供的一种运载火箭动力系统，可称为火箭动力推力室“N托M”“龙凤推”技术。共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构中的液体火箭发动机，由一台主发动机推力室和两台或多台姿控发动机推力室同时泵压输送介质，这里定义为“龙凤推”技术。主发动机推力室和姿控发动机推力室与具有涡轮泵的箭上管路系统相互配合；具有涡轮泵的箭上管路系统（简称为“泵压系统”）为一台主发动机推力室（简称为“大发动机”，其推力约为“小发动机”推力的5倍以上，优选9倍至12倍）和两台或多台姿控发动机推力室（简称“小发动机”）同时泵压输送介质。
“龙推”即主发动机推力室，其安装固定、不摆动，启动后产生的推力主要助力火箭向前飞行；“凤推”即姿控发动机推力室，其安装配套有变向铰和伺服机构，姿控发动机推力室能够单向摆动或双向摆动，启动后产生的推力既可以助力火箭向前飞行，也可以通过姿控发动机推力室摆转、控制火箭的飞行姿态；简单概述之，大推力室和小推力室共用一套箭上管路系统，大推力室“龙推”（主发动机推力室）主要负责推进飞行，小推力“凤推”（姿控发动机推力室）主要负责运载火箭的姿控。火箭龙凤推动力主要采用“N托M”动力布局，N代表主发动机推力室配置数量，M代表姿控发动机推力室配置数量，“托”代表主发动机推力室和姿控发动机推力室共用涡轮泵，或主发动机推力室“托”姿控发动机推力室。本实施例中的的火箭“N托M”“龙凤推”发动机布局结构可应用于可回收运载火箭，优选用于一级箭体可回收的二级低轨道可回收运载火箭，尤其适合于中小型火箭。
请参阅图1至图3，本发明的一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，包括一台或二台主发动机推力室1、二台或多台姿控发动机推力室2以及具有涡轮泵3的箭上管路系统。主发动机推力室1为不摆动的推力室。姿控发动机推力室2为可摆动的推力室，姿控发动机推力室2具有变向铰5以及控制摆动的伺服机构4。伺服机构4优选为可受控伸缩的机构，伺服机构4一端与姿控发动机推力室2相连接，优选其一端与姿控发动机推力室2的燃烧室或喷管相连接；伺服机构4的另一端与一级箭体14相连接，优选伺服机构4的另一端与一级箭体14的发动机安装机架13或与一级箭体14相对固定的部分相连接，从而在伺服机构4伸缩时推动或拉动姿控发动机推力室2绕变向铰5转动。箭上管路系统将运载火箭的一级氧箱8和一级燃箱9分别地与各个主发动机推力室1及姿控发动机推力室2相连接。至少有一台主发动机推力室1和一台姿控发动机推力室2与同一台涡轮泵3相连。
更具体而言，涡轮泵3主要包括有涡轮、氧化剂泵7和燃烧剂泵6，一级氧箱8连接有氧化剂输送管10，氧化剂输送管10经过氧化剂泵7与主发动机推力室1及姿控发动机推力室2相连接；一级燃箱9连接有燃烧剂输送管11，燃烧剂输送管11经过燃烧剂泵6与主发动机推力室1及姿控发动机推力室2相连接。在涡轮泵3与一级氧箱8和一级燃箱9之间分别设置有泵前阀12。箭上管路系统还包括控制泵前阀12通断的控制系统及其他所需辅助系统。
本发明通过尽可能少的涡轮泵3给两台或多台推力室提供输送氧化剂和燃烧剂的压力，与现有技术相比可节省若干台涡轮泵及配套管路系统，降低了系统的复杂度，且所占的体积更小，有助于缩小动力系统占用空间，可在更小直径的火箭内布局，也适当降低火箭的直径；同时降低了系统的故障率。
优选地，如图1所示，一级氧箱8和一级燃箱9底部设置一个发动机安装机架13，发动机安装机架13为一体成型的发动机安装机架，主发动机推力室1、姿控发动机推力室2及涡轮泵3均与发动机安装机架13相连接。通过一体化设计，取消独立的发动机安装机架，可进一步降低复杂度和故障。
进一步具体而言，本发明的“N托M”“龙凤推”动力布局主要优选设计为如下几种。
实施例1：火箭一托二“龙凤推”动力布局：
如图2、图3所示，主发动机推力室1的数量为一台，姿控发动机推力室2的数量为二台，涡轮泵3的数量为一台；主发动机推力室1设置于运载火箭底部居中位置，二台姿控发动机推力室2对称设置于主发动机推力室1两侧位置；主发动机推力室1和二台姿控发动机推力室2均与涡轮泵3相连。变向铰5为万向铰链，姿控发动机推力室2均为双向摇摆型的推力室；伺服机构4亦与其相应，例如为两个可伸缩机构，其中一个控制姿控发动机推力室2沿一级箭体14径向摆动，另一个控制沿切向摆动。
主动力配置方案：根据发射载荷需要、选配单台推力t1=50吨以上的主发动机推力室1。主发动机推力室1只提供推力，不参与调姿，不考虑泵前泵后摆，不需要设计变向铰，无需安装伺服机构，降低成本；另外，大推力室固定安装、不摆动，结构简化，设计要求降低了，更容易优化设计，提高燃烧室室压、提高发动机比冲和推力。
姿控动力配置方案：姿控发动机推力室2采用泵后“双摆”两台小推力室结构，推力室含燃烧室、喷管、变向铰等；两台推力室与主发动机共用一台涡轮泵及其管路系统。姿控发动机推力室2的推力和t2为主发动机推力室1推力t1的十分之一左右（供参考）。通过姿控发动机推力室2摆角的调整，既可以控制一级飞行姿态，也可以做一级动力的辅助推力。
优选将涡轮泵3设置于二台姿控发动机推力室2之间、主发动机推力室1一侧位置，空间利用率更高。
实施例2：火箭二托二“龙凤推”动力布局：
如图4、图5所示，主发动机推力室1的数量为二台，姿控发动机推力室2的数量为二台，涡轮泵3的数量为二台；二台主发动机推力室1对称设置于一级箭体14底部两侧位置，二台姿控发动机推力室2对称设置于二台主发动机推力室1的中心连线的两侧位置（即，两台主发动机推力室1一前一后对称安装，两台姿控发动机推力室2对称安装在左右两侧）。变向铰5均为万向铰链，姿控发动机推力室2均为双向摇摆型的推力室。一台主发动机推力室1和与其相邻的一台姿控发动机推力室2均与一台涡轮泵3相连；另一台主发动机推力室1和另一台姿控发动机推力室2均与另一台涡轮泵3相连，形成两组“一托一”结构。
主动力配置方案及姿控动力配置方案与实施例1相类似。优选地，涡轮泵3设置于与其相连的姿控发动机推力室2和主发动机推力室1之间位置，从而提高空间利用率。
实施例3：火箭一托四“龙凤推”动力布局：
如图6、图7所示，主发动机推力室1的数量为一台，姿控发动机推力室2的数量为四台，涡轮泵3的数量为一台；一台主发动机推力室1设置于一级箭体14底部居中位置，四台姿控发动机推力室2对称或均布安装在主发动机推力室1四周位置；主发动机推力室1和二台姿控发动机推力室2均与涡轮泵3相连。涡轮泵3安装在一级箭体14底部中心以外的位置，例如靠近主发动机推力室1外侧或者根据实际情况就近安装在其他位置。
主动力配置方案及姿控动力配置方案与实施例1相类似。不同之处在于，四台姿控发动机推力室2可采用四台单向摆动模式，也可采用两台双向摆动、两台不摆动模式；优选为四台单向摆动模式，变向铰5为单向铰链，姿控发动机推力室2均为单向摇摆型的推力室，伺服机构4亦与其相应，例如仅具有一个可伸缩机构，控制姿控发动机推力室2沿一级箭体14切向摆动，四台推力室中不相邻的两台同向摆动控制俯仰和偏航、异向摆动控制滚转。
请参阅图8，一般的现有运载火箭中，每台现有发动机17主要由一台现有发动机推力室16、一台现有发动机涡轮泵15及一套箭上管路系统等组成。推力室由燃烧室、喷管和变向铰5组成。推力室工作状态产生正推力、推动火箭飞行。推力室在伺服机构4的作动下，绕变向铰5转动、实现推力室偏摆，控制火箭飞行姿态。变向铰5分为两类：一类是单向铰，只能在一个平面内转动，用于单摆推力室；另一类是万向铰，可向任意方向转动，用于双摆推力室。火箭飞行过程中，动力系统不仅提供飞行动力，还需要提供俯仰、偏航和滚转等姿态控制力，此种惯例的现有技术方案在设计和应用时便会面临本文背景技术中所述的矛盾问题。
例如图9所示，现有一种运载火箭动力系统采用两台“双摆”现有发动机，通过这两台现有发动机17能够实现提供飞行推力以及俯仰、偏航、滚转的调姿过程，且发动机数量较少，但其成本实际并不低。因为该两台现有发动机需要提供火箭所需的全部推力，所以其推力较大，进而输送氧化剂和燃烧剂的管道压力大且管道直径大，较难控制摆动，需要价格昂贵的大功率伺服机构进行驱动。
再如图10所示，现有另一种动力系统采用四台“单摆”现有发动机，单个现有发动机推力室摆动难度及单个伺服机构价格略有降低，但现有发动机数量及配套的伺服机构的数量有所增加，故成本也无明显降低。
综上所述，本发明的一种运载火箭动力系统与现有技术相比具有如下有益技术效果：
1、本发明的方案中结合发动机布局采用多个发动机推力室共用涡轮泵的方式，减少了涡轮泵及配套管路系统的设置数量，从而成本更低，且使得控制过程也更加优化、简便；同时优化涡轮泵与推力室的整体布局，有助于缩小动力系统占用空间，可在更小直径的火箭内布局，适当降低火箭的直径。
2、本发明的方案以最少的发动机配置数量和更易实现的双摆小发动机实现了火箭飞行、回收及其姿态控制，动力系统配套成本可大幅度降低。
3、本发明的方案中主发动机部分只提供推力、不摆动，可简化、优化设计，提高燃烧室室压、提高发动机比冲，提高发动机推力性能。姿控发动机部分根据综合要求，可适当降低燃烧室压力，降低设计难度。
另外可以想到，如果通过尽可能低减少发动机数量来降低成本，采用单台发动机推力满足要求，可用一台“双摆”发动机控制俯仰和偏航，但滚转的姿态需要其它辅助动力完成，增加系统复杂程度，进而还会产生设计研发调试等成本。
本发明的方案打破了此种现有设计方式的惯性思维，将提供推力与提供调姿分离开，从而解决了上述矛盾问题。采用尽可能少的大发动机，推力室不摆动、只提供火箭向前飞行的正推力，使产生所需推力的成本最低，同时也无需设计安装变向铰和伺服机构，免去其高额成本；采用数量较少的小发动机，通过单摆或双摆完成俯仰、偏航、滚转的调姿过程，小发动机管路直径较小，从而设计安装和工作状态的高压管路补偿设计会更容易，成本也较低，并且无需附加额外的辅助调姿系统。同时进行统筹设计采用前述共用涡轮泵的方式，因此本发明与现有技术相比可在保证性能的前提下大幅降低成本。
以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，包括一台以上主发动机推力室（1）、二台以上姿控发动机推力室（2）以及具有涡轮泵（3）的箭上管路系统；主发动机推力室（1）为不摆动且固定安装的推力室；姿控发动机推力室（2）为可摆动的推力室，姿控发动机推力室（2）具有变向铰（5）以及控制摆动的伺服机构（4）；箭上管路系统将运载火箭的一级氧箱（8）和一级燃箱（9）分别地与各个主发动机推力室（1）及各个姿控发动机推力室（2）相连接；至少有一台主发动机推力室（1）和一台姿控发动机推力室（2）与同一台涡轮泵（3）相连。
2.如权利要求1所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，涡轮泵（3）包括有氧化剂泵（7）和燃烧剂泵（6），一级氧箱（8）连接有氧化剂输送管（10），氧化剂输送管（10）经过氧化剂泵（7）与主发动机推力室（1）及姿控发动机推力室（2）相连接；一级燃箱（9）连接有燃烧剂输送管（11），燃烧剂输送管（11）经过燃烧剂泵（6）与主发动机推力室（1）及姿控发动机推力室（2）相连接；在涡轮泵（3）与一级氧箱（8）和一级燃箱（9）之间均设置有泵前阀（12）。
3.如权利要求1所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，主发动机推力室（1）的数量为一台，姿控发动机推力室（2）的数量为二台，涡轮泵（3）的数量为一台；主发动机推力室（1）设置于运载火箭底部居中位置，二台姿控发动机推力室（2）对称设置于主发动机推力室（1）两侧位置；主发动机推力室（1）和二台姿控发动机推力室（2）均与涡轮泵（3）相连。
4.如权利要求3所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，涡轮泵（3）设置于二台姿控发动机推力室（2）之间位置。
5.如权利要求1所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，主发动机推力室（1）的数量为二台，姿控发动机推力室（2）的数量为二台，涡轮泵（3）的数量为二台；二台主发动机推力室（1）对称设置于一级箭体（14）底部两侧位置，二台姿控发动机推力室（2）对称设置于二台主发动机推力室（1）的中心连线的两侧位置；一台主发动机推力室（1）和与其相邻的一台姿控发动机推力室（2）均与一台涡轮泵（3）相连；另一台主发动机推力室（1）和另一台姿控发动机推力室（2）均与另一台涡轮泵（3）相连。
6.如权利要求5所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，涡轮泵（3）设置于与其相连的姿控发动机推力室（2）和主发动机推力室（1）之间位置。
7.如权利要求3或5所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，变向铰（5）均为万向铰链，姿控发动机推力室（2）均为双向摇摆型的推力室。
8.如权利要求1所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，主发动机推力室（1）的数量为一台，姿控发动机推力室（2）的数量为四台，涡轮泵（3）的数量为一台；一台主发动机推力室（1）设置于一级箭体（14）底部居中位置，四台姿控发动机推力室（2）对称或均布安装在主发动机推力室（1）四周位置；主发动机推力室（1）和二台姿控发动机推力室（2）均与涡轮泵（3）相连。
9.如权利要求8所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，变向铰（5）均为单向铰链，姿控发动机推力室（2）均为单向摇摆型的推力室。
10.如权利要求1-6、8-9中任意一项所述的共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构，其特征在于，一级氧箱（8）和一级燃箱（9）底部设置一个发动机安装机架（13），发动机安装机架（13）一体成型，主发动机推力室（1）、姿控发动机推力室（2）及涡轮泵（3）均与发动机安装机架（13）相连接。
CN202211294830.0A 2022-10-21 2022-10-21 一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构 Pending CN115355109A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211294830.0A CN115355109A (zh) 2022-10-21 2022-10-21 一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202211294830.0A CN115355109A (zh) 2022-10-21 2022-10-21 一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115355109A true CN115355109A (zh) 2022-11-18

Family

ID=84008158

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202211294830.0A Pending CN115355109A (zh) 2022-10-21 2022-10-21 一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN115355109A (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008267385A (ja) * 2007-04-20 2008-11-06 Pratt & Whitney Rocketdyne Inc エキスパンダサイクルロケットエンジンおよびエキスパンダサイクルロケットエンジンを作動させる方法
CN107628274A (zh) * 2017-09-20 2018-01-26 北京航空航天大学 利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统
CN109630317A (zh) * 2018-12-06 2019-04-16 上海空间推进研究所 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN112963269A (zh) * 2021-01-19 2021-06-15 中国人民解放军63921部队 一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2008267385A (ja) * 2007-04-20 2008-11-06 Pratt & Whitney Rocketdyne Inc エキスパンダサイクルロケットエンジンおよびエキスパンダサイクルロケットエンジンを作動させる方法
CN107628274A (zh) * 2017-09-20 2018-01-26 北京航空航天大学 利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统
CN109630317A (zh) * 2018-12-06 2019-04-16 上海空间推进研究所 基于电动泵的轨姿控一体化空间推进系统
CN112963269A (zh) * 2021-01-19 2021-06-15 中国人民解放军63921部队 一种利用游动发动机的运载火箭基础级垂直回收方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN115614182B (zh) 一种运载火箭动力系统
US6282887B1 (en) Bellows units for a chamber of a liquid-propellant rocket engine with afterburning
US7762498B1 (en) Enhanced high-efficiency spacecraft propulsion system
US5529264A (en) Launch vehicle system
US6193187B1 (en) Payload carry and launch system
US5141181A (en) Launch vehicle with interstage propellant manifolding
US5203844A (en) Multiple payload/failure mode launch vehicles
CN105883008A (zh) 卫星推力器布局方法
WO2019227046A1 (en) Earth to orbit transportation system
CN112987767B (zh) 一种一体式助推和芯级的运载火箭姿态控制方法
JP3842207B2 (ja) 再使用型の宇宙輸送機システム
CN115614181B (zh) 一种可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭
US20130340407A1 (en) Clustered, fixed cant, throttleable rocket assembly
US9403605B2 (en) Multiple stage tractor propulsion vehicle
Barr The ACES stage concept: higher performance, new capabilities, at lower recurring cost
CN115355109A (zh) 一种共用涡轮泵的运载火箭发动机布局结构
CN219368551U (zh) 一种中型运载火箭可回收一子级及中型运载火箭
CN107940106A (zh) 一种姿控发动机管路支架组件
CN115848647B (zh) 固体运载火箭及其留轨末子级
EP0272284A1 (en) Hybrid spacecraft control system
CN114459288B (zh) 一种基于多火箭联合的高轨道航天器发射方法
CN117516292A (zh) 一种品字形运载火箭
Grallert Synthesis of a FESTIP airbreathing TSTO space transportation system
CN117536732A (zh) 一种无毒adn单组元推力器及推进系统布局方法
GOETTE Centaur D-1T propulsion and propellant systems

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
RJ01 Rejection of invention patent application after publication

Application publication date: 20221118

RJ01 Rejection of invention patent application after publication