CN115614182B - 一种运载火箭动力系统 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种运载火箭动力系统，其属于运载火箭技术领域，其包括设置于运载火箭的一级箭体底部的一台或两台大推力主发动机和一套小推力姿控发动机，大推力主发动机不摆动地固定安装在一级箭体底部；小推力姿控发动机包括一套泵压系统以及与泵压系统相连的至少一台姿控发动机推力室；每台姿控发动机推力室均通过变向铰与一级箭体活动连接，每台姿控发动机推力室均连接有控制姿控发动机推力室摆动的伺服机构。本发明大幅降低了动力系统成本，且提高了动力系统性能，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。

Description

一种运载火箭动力系统

技术领域

本发明属于运载火箭技术领域，具体地涉及一种运载火箭动力系统。

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，两台推力相差10倍的发动机价格可能仅差一、两倍，因此，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。

一般情况下，一台火箭发动机中包括有一台推力室和一台涡轮泵。推力室由燃烧室、喷管和变向铰组成。推力室在工作状态时产生正推力、推动火箭飞行。推力室在伺服机构的作动下绕变向铰转动，实现推力室偏摆，控制火箭飞行姿态。

但在考虑设计较低成本的动力系统时，由于火箭一级主发动机需求的推力很大，发动机提供推力的功能和摇摆推力室控制姿态的功能将形成矛盾：发动机推力小，则需要的发动机数量多；提高发动机推力，要么提高燃烧室室压，要么增大推力室（燃烧室及喷管）容积，或者既提高室压又增大容积，但无论是提高室压还是增大容积，对火箭发动机摆管姿控都不利；推力越大的发动机所需要的伺服机构的功率越大、价格越昂贵。发动机摆动方式分为泵前摆和泵后摆；泵前摆发动机摆动的运动部件较重，需要比较大功率的伺服机构；泵后摆发动机因为泵后压力很高，大发动机泵后管路直径较大，可能达到二百毫米以上，会面临大直径管路设计安装和工作状态的高压管路补偿难题。

发明内容

基于现有技术中存在的技术难题，本发明提供一种运载火箭动力系统，其通过统筹优化设计，形成一种在火箭推力和调姿功能基本不变的情况下的成本最低的动力布局方案；运载火箭动力系统将提供飞行推力与调姿功能分离，解决现有技术中存在的发动机提升推力和控制姿态功能所形成矛盾的问题。

依据本发明的技术方案，本发明提供了一种运载火箭动力系统，其包括设置于运载火箭的一级箭体底部的一台或两台大推力主发动机和一套小推力姿控发动机；大推力主发动机不摆动地固定安装在一级箭体底部；小推力姿控发动机包括一套泵压系统以及与泵压系统相连的至少一台姿控发动机推力室；每台姿控发动机推力室均通过变向铰与一级箭体活动连接，每台姿控发动机推力室均连接有控制姿控发动机推力室摆动的伺服机构。

在一实施例中，大推力主发动机的数量为一台，姿控发动机推力室的数量为两台；一台大推力主发动机设置于一级箭体底部居中位置，两台姿控发动机推力室沿着大推力主发动机主体的中心轴线对称安装在大推力主发动机两侧位置。

在又一实施例中，大推力主发动机的数量为两台，姿控发动机推力室的数量为两台；两台大推力主发动机沿着一级箭体主体的中心轴线对称设置于一级箭体底部两侧位置，两台姿控发动机推力室对称安装在两台大推力主发动机的中心连线的两侧位置，且两台姿控发动机推力室之间的连线垂直于两台大推力主发动机的中心连线。

优选地，在上述两实施例中，变向铰为万向铰链，姿控发动机推力室均为双向摇摆型的推力室。

在另一实施例中，大推力主发动机的数量为一台，姿控发动机推力室的数量为四台；一台大推力主发动机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大推力主发动机四周位置。

优选地，在上述一实施例中，变向铰为单向铰链，姿控发动机推力室均为单向摇摆型的推力室。

进一步地，泵压系统中包括有姿控发动机涡轮泵，一级箭体底部具有一级氧箱和一级燃箱；一级氧箱连接有氧化剂输送管，氧化剂输送管经过姿控发动机涡轮泵与姿控发动机推力室相连接；一级燃箱连接有燃烧剂输送管，燃烧剂输送管经过姿控发动机涡轮泵与姿控发动机推力室相连接；在姿控发动机涡轮泵与一级氧箱和一级燃箱之间均设置有姿控发动机泵前阀。

进一步地，一台大推力主发动机的推力为50t以上，一套小推力姿控发动机的总推力为大推力主发动机的推力的5%至15%。

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，大推力主发动机和小推力姿控发动机均与发动机安装机架相连接。

更优选地，运载火箭为一级箭体可回收的二级低轨道可回收运载火箭。

与现有技术相比，本发明运载火箭动力系统的有益技术效果如下：

1、降低动力系统成本：全箭采用一至两台不摆动的大推力一级发动机、多台双摆小发动机推力室（多台推力室共用一套泵压系统），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。发动机安装机架与贮箱箱底统筹一体化设计，取消独立的发动机安装机架，可进一步降低成本。

2、提高动力系统性能：大推力主发动机只提供推力、不摆动，可简化、优化设计，通过增压涡轮泵或多级增压系统，提高燃烧室室压、提高发动机比冲，提高发动机推力性能。小推力姿控发动机根据综合要求，可适当降低燃烧室压力，降低设计难度；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。

附图说明

图1是依据本发明运载火箭动力系统一实施例的运载火箭的整体结构示意图。

图2是图1所示一级箭体的动力系统部分的结构示意图。

图3是图2所示的动力系统布局结构示意图。

图4是依据本发明运载火箭动力系统又一实施例的动力系统部分的结构示意图。

图5是图4所示实施例的动力系统布局结构示意图。

图6是依据本发明运载火箭动力系统另一实施例的动力系统部分的结构示意图。

图7是图6所示实施例的动力系统布局结构示意图。

图8是现有技术中一种动力系统部分的结构示意图。

图9是图8所示实施例的动力系统布局结构示意图。

图10是另一种现有技术中的动力系统布局结构示意图。

附图中的附图标记说明：

1、一级箭体；

2、大推力主发动机；

3、小推力姿控发动机；

4、姿控发动机推力室；

5、变向铰；

6、伺服机构；

7、姿控发动机涡轮泵；

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、姿控发动机泵前阀；

13、发动机安装机架；

14、主发动机泵前阀；

15、主发动机涡轮泵；

16、主发动机推力室；

17、现有发动机；

18、现有发动机涡轮泵；

19、现有发动机推力室。

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。

本发明提供一种运载火箭动力系统，其属于运载火箭技术领域，其包括设置于运载火箭的一级箭体底部的一台或两台大推力主发动机和一套小推力姿控发动机，大推力主发动机不摆动地固定安装在一级箭体底部；小推力姿控发动机包括一套泵压系统以及与泵压系统相连的至少一台姿控发动机推力室；每台姿控发动机推力室均通过变向铰与一级箭体活动连接，每台姿控发动机推力室均连接有控制姿控发动机推力室摆动的伺服机构。本发明大幅降低了动力系统成本，且提高了动力系统性能，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。

本发明的运载火箭动力系统可形象地简称为火箭动力推力室“N加M”、“龙凤发”技术；“龙发”指大推力主发动机，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；“凤发”指小推力姿控发动机，其推力室安装变向铰和伺服机构，可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，也可以通过推力室摆转控制火箭的飞行姿态；并在可回收运载火箭的回收过程中提供火箭降落过程的反推力及控制飞行姿态。简单地说，大推力“龙发”主要负责飞行，小推力“凤发”主要负责姿控。“N加M”是指本方案采用的动力布局，其中N代表大推力主发动机配置数量，M代表小推力姿控发动机或姿控发动机推力室的配置数量，“加”字代表大发动机和小发动机为两套动力系统，其组成及功能相对独立。

具体而言，如图1所示，本发明的运载火箭动力系统可应用于可回收的运载火箭，优选用于一级箭体可回收的二级低轨道可回收运载火箭，更优选地适用于例如1t（吨）级以下的小运载火箭。以图1所示运载火箭为例，本发明的运载火箭动力系统作为一级动力系统，包括设置于运载火箭的一级箭体1底部的一台或两台大推力主发动机2和一套小推力姿控发动机3，大推力主发动机2不摆动地固定安装在一级箭体1底部，小推力姿控发动机3包括一套泵压系统以及与泵压系统相连的至少一台姿控发动机推力室4。每台姿控发动机推力室4均通过变向铰5与一级箭体1活动连接，每台姿控发动机推力室4均连接有控制姿控发动机推力室摆动的伺服机构6。伺服机构6例如为可受控伸缩的机构，其一端与姿控发动机推力室4的燃烧室或喷管相连接，另一端与一级箭体1相连接，优选地，另一端与一级箭体1的发动机安装机架13或其他与一级箭体1相对固定的部分相连接，从而在伸缩时推动或拉动姿控发动机推力室4绕变向铰5转动。

在一级氧箱8和一级燃箱9中，位于一级燃箱下方设置有发动机安装机架13，发动机安装机架13为一个底部一体成型的发动机安装机架，大推力主发动机2和小推力姿控发动机3均与发动机安装机架13相连接，这样通过一体化设计取消独立的发动机安装机架，不仅仅降低成本，还通过底部一体成型提高了发动机安装机架的结构强度。

进一步地，如图1和图2所示，泵压系统包括有姿控发动机涡轮泵7，一级箭体1底部具有一级氧箱8和一级燃箱9。一级氧箱8连接有氧化剂输送管10，氧化剂输送管10经过姿控发动机涡轮泵7与姿控发动机推力室4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经过姿控发动机涡轮泵7与姿控发动机推力室4相连接。在姿控发动机涡轮泵7与一级氧箱8和一级燃箱9之间均设置有姿控发动机泵前阀12。进一步地。泵压系统包括有主发动机涡轮泵15，氧化剂输送管10经过主发动机涡轮泵15与主控发动机推力室16相连接；在主发动机涡轮泵15与一级氧箱8和一级燃箱9之间均设置有主发动机泵前阀14。这样通过一台姿控发动机涡轮泵7给两台或多台姿控发动机推力室4提供输送氧化剂和燃烧剂的压力，与现有技术相比节省了一台涡轮泵，成本更低。

请参阅图8，现有运载火箭中，现有发动机17主要由一台现有发动机推力室19、一台现有发动机涡轮泵18以及泵前阀、点火器、管阀输送控制系统等组成。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6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”发动机，通过这两台发动机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”发动机，单个发动机推力室摆动难度及单个伺服机构价格略有降低，但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。

另外可以想到，如果通过尽可能的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，但滚转的姿态不仅仅需要其它辅助动力完成，还增加了系统复杂程度，进而还会产生设计研发调试等成本；同时这样的结构设计极大降低了运载火箭系统的可靠性，极大提升了空中运载时的故障率。

本发明的方案打破了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。因此本方案与现有技术相比可在保证性能的前提下大幅降低成本。

进一步具体而言，本发明的“N加M”“龙凤发”动力布局主要优选设计为如下几种。

实施例1：火箭“一加二”“龙凤发”动力布局：

如图2和图3所示，大推力主发动机2的数量为一台，姿控发动机推力室4的数量为两台（共用一套泵压系统）；一台大推力主发动机2设置于一级箭体1底部居中位置，两台姿控发动机推力室4沿着大推力主发动机主体的中心轴线对称安装在大推力主发动机2两侧位置。变向铰5为万向铰链，姿控发动机推力室4均为双向摇摆型的推力室；伺服机构6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4沿一级箭体1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吨以上的发动机。大推力主发动机只提供推力，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，更优选地可采用增压涡轮泵或多级增压系统替代普通涡轮泵，进一步提高燃烧室室压、提高发动机比冲和推力。

姿控动力配置方案：一套姿控回收动力采用泵后“双摆”两台小姿控动力推力室结构，推力室含燃烧室、喷管、变向铰等；两台推力室共用一台涡轮泵及其泵压系统。两台推力室对称安装在一级大推力主发动机两侧。姿控动力发动机推力和t2为一级发动机推力t1的5%至15%左右，例如10%（供参考），且其推力可在40%~110%额定推力间调节。一级姿控动力可通过推力和推力室摆角的调整，既可以控制一级飞行姿态，也可以做一级动力的辅助推力；更主要的是能够在回收火箭的回收过程控制飞行姿态，并通过推力室推力的调节、提供火箭降落过程的反推力。上述两台推力室共用一套泵阀系统，也可以换装两台发动机、实现同样的功能。本方案可用于回收火箭做回收动力，也可用在不回收的火箭上。

实施例2：火箭“二加二”“龙凤发”动力布局：

如图4、图5所示，大推力主发动机2的数量为两台，姿控发动机推力室4的数量为两台（共用一套泵压系统）；两台大推力主发动机2沿着一级箭体主体的中心轴线对称设置于一级箭体1底部两侧位置，两台姿控发动机推力室4对称安装在两台大推力主发动机2的中心连线的两侧位置，且两台姿控发动机推力室之间的连线垂直于两台大推力主发动机的中心连线（即，两台大推力主发动机2一前一后对称安装，两台姿控发动机推力室4对称安装在一级大推力主发动机2两侧）。变向铰5为万向铰链，姿控发动机推力室4均为双向摇摆型的推力室，伺服机构6亦与其相应。

主动力配置方案及姿控动力配置方案与实施例1相类似。

进一步地，上述实施例2的一种变体实施例中，每台姿控发动机推力室4均分别带有涡轮泵。大推力主发动机2的数量为两台，姿控发动机推力室4的数量为两台；两台大推力主发动机2沿着一级箭体主体的中心轴线对称设置于一级箭体1底部两侧位置，两台姿控发动机推力室4（各自带有涡轮泵）对称安装在两台大推力主发动机2的中心连线的两侧位置，且两台姿控发动机推力室之间的连线垂直于两台大推力主发动机的中心连线（即，两台大推力主发动机2一前一后对称安装，两台姿控发动机推力室4对称安装在一级大推力主发动机2两侧）。变向铰5为万向铰链，小推力姿控发动机为双向摇摆型，伺服机构6亦与其相应。

实施例3：火箭“一加四”“龙凤发”动力布局：

如图6、图7所示，大推力主发动机2的数量为一台，姿控发动机推力室4的数量为四台（共用一套泵压系统）；一台大推力主发动机2设置于一级箭体1底部居中位置，四台姿控发动机推力室4对称或均布安装在大推力主发动机2四周位置。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4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4均为单向摇摆型的推力室，伺服机构6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4沿一级箭体1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。

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、降低动力系统成本：全箭采用一至两台不摆动的大推力一级发动机、多台双摆小发动机推力室（多台推力室共用一套泵压系统），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。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。发动机安装机架与贮箱箱底统筹一体化设计，取消独立的发动机安装机架，可进一步降低成本。

2、提高动力系统性能：大推力主发动机只提供推力、不摆动，可简化、优化设计，通过增压涡轮泵或多级增压系统，提高燃烧室室压、提高发动机比冲，提高发动机推力性能。小推力姿控发动机根据综合要求，可适当降低燃烧室压力，降低设计难度。

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 (9)

1.一种运载火箭动力系统，其特征在于，其包括设置于运载火箭的一级箭体（1）底部的一台或两台大推力主发动机（2）和一套小推力姿控发动机（3）；大推力主发动机（2）不摆动地固定安装在一级箭体（1）底部；小推力姿控发动机（3）包括一套泵压系统以及与泵压系统相连的至少两台姿控发动机推力室（4）；每台姿控发动机推力室（4）均通过变向铰（5）与一级箭体（1）活动连接，每台姿控发动机推力室（4）均连接有控制姿控发动机推力室摆动的伺服机构（6）；

一套泵压系统中包括有一台姿控发动机涡轮泵（7）；一级箭体（1）底部具有一级氧箱（8）和一级燃箱（9）；一级氧箱（8）连接有氧化剂输送管（10），氧化剂输送管（10）经过姿控发动机涡轮泵（7）与姿控发动机推力室（4）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）经过姿控发动机涡轮泵（7）与姿控发动机推力室（4）相连接；

在姿控发动机涡轮泵（7）与一级氧箱（8）和一级燃箱（9）之间均设置有姿控发动机泵前阀（12）；

小推力姿控发动机（3）采用泵后摆结构。

2.如权利要求1所述的运载火箭动力系统，其特征在于，大推力主发动机（2）的数量为一台，姿控发动机推力室（4）的数量为两台；一台大推力主发动机（2）设置于一级箭体（1）底部居中位置，两台姿控发动机推力室（4）沿着大推力主发动机主体的中心轴线对称安装在大推力主发动机（2）两侧位置。

3.如权利要求1所述的运载火箭动力系统，其特征在于，大推力主发动机（2）的数量为两台，姿控发动机推力室（4）的数量为两台；两台大推力主发动机（2）沿着一级箭体主体的中心轴线对称设置于一级箭体（1）底部两侧位置，两台姿控发动机推力室（4）对称安装在两台大推力主发动机（2）的中心连线的两侧位置，且两台姿控发动机推力室之间的连线垂直于两台大推力主发动机的中心连线。

4.如权利要求2或权利要求3所述的运载火箭动力系统，其特征在于，变向铰（5）为万向铰链，姿控发动机推力室（4）均为双向摇摆型的推力室。

5.如权利要求1所述的运载火箭动力系统，其特征在于，大推力主发动机（2）的数量为一台，姿控发动机推力室（4）的数量为四台；一台大推力主发动机（2）设置于一级箭体（1）底部居中位置，四台姿控发动机推力室（4）对称或均布安装在大推力主发动机（2）四周位置。

6.如权利要求5所述的运载火箭动力系统，其特征在于，变向铰（5）为单向铰链，姿控发动机推力室（4）均为单向摇摆型的推力室。

7.如权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求5、权利要求6中任意一项所述的运载火箭动力系统，其特征在于，一台大推力主发动机（2）的推力为50t以上，一套小推力姿控发动机（3）的总推力为大推力主发动机（2）的推力的5%至15%。

8.如权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求5、权利要求6中任意一项所述的运载火箭动力系统，其特征在于，在一级氧箱（8）和一级燃箱（9）下方，设置安装有一个底部一体成型的发动机安装机架（13）；大推力主发动机（2）和小推力姿控发动机（3）均与发动机安装机架（13）相连接。

9.如权利要求1、权利要求2、权利要求3、权利要求5、权利要求6中任意一项所述的运载火箭动力系统，其特征在于，运载火箭为一级箭体（1）可回收的二级低轨道可回收运载火箭。

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