CN116592716A - 运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭 - Google Patents
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Abstract
本申请涉及火箭技术领域，尤其涉及一种运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中一级液体发动机位于一级尾段中；二级固体发动机位于二级发动机段；三级火箭包括：三级结构板和设置于三级结构板上的双组元贮箱、恒压挤压式动力系统、三级液体发动机，双组元贮箱和三级液体发动机连通，恒压挤压式动力系统和双组元贮箱连通，恒压挤压式动力系统向双组元贮箱通入恒压气体；二三级间段的上端与转接框的下端固定连接，转接框的上端与三级结构板通过爆炸螺栓固定连接，三级火箭、转接框和二三级间段包络至整流罩内。本申请可以使得运载火箭能够多次启动，准备周期短、载荷能力适中。
Description
技术领域
本申请涉及火箭技术领域，尤其涉及一种运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭。
背景技术
地球外辐射带高能电子环境动态演化物理机制是空间科学领域的重要前沿科学问题。为了对地球外辐射带高能电子环境进行快速重访探测，可以向地球外辐射带发射由10颗微小卫星组成的星座，从而实现对辐射带高能电子中小时间尺度加速、损失机制的观测研究，以达到全面理解地球辐射带高能电子环境动态演化的物理本质、改进或建立新的地球辐射带模型、实现灾害性空间天气预报的科学目标。
将10颗卫星设计在同一轨道面，任务为低倾角大椭圆轨道，需要运载火箭末级采用10次启动自旋方案分离，总任务发射载荷不大于500kg。然而，传统固体运载火箭因运载能力问题，无法实现低倾角大椭圆轨道发射，传统液体火箭虽然能够实现低倾角大椭圆轨道发射，但是要增加多次启动上面级，同时液体火箭适合大吨位发射任务，且准备周期长，对于科学探测任务，发射性价比差。
因此，如何使得运载火箭能够多次启动，且准备周期短、载荷能力适中，是目前本领域技术人员需要解决的技术问题。
发明内容
本申请提供了一种运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，以使得运载火箭能够多次启动，且准备周期短、载荷能力适中。
为解决上述技术问题，本申请提供如下技术方案：
一种运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，包括：一级火箭、二级火箭、三级火箭和整流罩；其中，一级火箭由下至上依次为一级尾段、一级后过渡段、一级燃油箱段、箱间段、一级液氧箱段、一二级间段，一级液体发动机位于一级尾段中；二级火箭由下至上依次为二级发动机段、二三级间段，二级固体发动机位于二级发动机段；三级火箭包括：三级结构板、双组元贮箱、恒压挤压式动力系统和三级液体发动机，双组元贮箱、三级液体发动机和恒压挤压式动力系统设置于三级结构板上，且双组元贮箱和三级液体发动机连通，恒压挤压式动力系统和双组元贮箱连通，恒压挤压式动力系统向双组元贮箱通入恒压气体，以挤压双组元贮箱内的推进剂提供给三级液体发动机；并且，二三级间段的上端与转接框的下端固定连接，转接框的上端与三级结构板通过爆炸螺栓固定连接，三级火箭、转接框和二三级间段包络至整流罩内。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，一级火箭与二级火箭的分离面为一二级间段的上端面，二级火箭与三级火箭的分离面为转接框的上端面。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，整流罩的柱段的外侧面与整流罩外置爆炸螺栓盒固定连接，并且整流罩外置爆炸螺栓盒的下端面与三级结构板的下表面平齐；转接框的外侧面与转接框外置爆炸螺栓盒固定连接，并且转接框外置爆炸螺栓盒的上端面与转接框的上端面平齐；整流罩外置爆炸螺栓盒的下端与转接框外置爆炸螺栓盒的上端通过爆炸螺栓连接。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，一级尾段中具有三台一级液体发动机，三台一级液体发动机呈三角形排列，以实现俯仰、偏航和滚动三通道控制。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，二级发动机段中具有一台圆柱段固体发动机，所述圆柱段固体发动机采用全轴柔性摆动喷管，以实现俯仰、偏航控制。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，三级液体发动机包括：4台轨控发动机和12台姿控发动机；通过4台轨控发动机实现双通道俯仰、偏航控制，通过12台姿控发动机实现滚转控制。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，恒压挤压式动力系统包括：增压气瓶、开关阀和减压阀，增压气瓶连通至开关阀，开关阀连通至减压阀，减压阀连通至双组元贮箱，通过开关阀、减压阀将增加气瓶中的气体推入双组元贮箱中，通过减压阀维持挤压压力的恒定，实现恒压挤压。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，增压气瓶用于盛装氦气，以减轻恒压挤压式动力系统的重量。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，双组元贮箱连通至隔离阀，隔离阀连通至推力控制阀，推力控制阀连通至轨控发动机；双组元贮箱连通至隔离阀，隔离阀连通至姿控电磁阀，姿控电磁阀连通至姿控发动机。
如上所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其中，优选的是，三级火箭包括：三组双组元贮箱，每组双组元贮箱中的一个贮箱与一个隔离阀连通；其中，两组双组元贮箱中的每组双组元贮箱所连通的两个隔离阀与一个推力控制阀连通，一个推力控制阀与两台轨控发动机连通；另一组双组元贮箱所连通的两个隔离阀与十二个姿控电磁阀连通，一个姿控电磁阀与一台姿控发动机连通。
有益效果：
(1)、具备多次启动的固液混合运载火箭，可实现低倾角大椭圆轨道的科学任务发射，多次启动和点火的能力，适合科学载荷发射。
(2)、多次启动的三级火箭，满足结构、分离和运载火箭总体要求，作为火箭的三级，可提供多轨道面部署，多高度部署能力，除低倾角大椭圆轨道，也适合于太阳同步轨道任务。
(3)、该运载火箭实现了固体和液体火箭的深度融合，快速机动和运载能力在最优的形式结合科学任务部署，填补空白。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例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，下面描述中的附图仅仅是本发明中记载的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本申请提供的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭的示意图；
图2是本申请提供的固液混合运载火箭的转接框与三级火箭和整流罩连接的示意图；
图3是本申请提供的固液混合运载火箭的一级液体发动机的布置示意图；
图4是本申请提供的固液混合运载火箭的三级火箭的结构示意图；
图5是本申请提供的固液混合运载火箭的三级火箭的动力控制原理图。
具体实施方式
下面详细描述本申请的实施例，所述实施例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例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。
如图1所示，本申请提供了一种运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，包括：一级火箭110、二级火箭120、三级火箭130和整流罩140；其中，一级火箭110由下至上依次为一级尾段111、一级后过渡段112、一级燃油箱段113、箱间段114、一级液氧箱段115、一二级间段116，一级液体发动机位于一级尾段111中；二级火箭120由下至上依次为二级发动机段121、二三级间段122，二级固体发动机位于二级发动机段121。
如图4和图5所示，三级火箭130包括：三级结构板131、双组元贮箱132、恒压挤压式动力系统和三级液体发动机133，双组元贮箱132、三级液体发动机133和恒压挤压式动力系统设置于三级结构板131上，且双组元贮箱132和三级液体发动机133连通，恒压挤压式动力系统和双组元贮箱132连通，恒压挤压式动力系统向双组元贮箱132通入恒压气体，以挤压双组元贮箱132内的推进剂，从而提供给三级液体发动机133，从而通过三级液体发动机133提供末级动力。
并且，如图1所示，一级火箭110与二级火箭120的分离面为一二级间段116的上端面；如图1和图2所示，二三级间段122的上端与转接框123的下端固定连接，转接框123的上端与三级结构板131通过爆炸螺栓固定连接，二级火箭120与三级火箭130的分离面为转接框123的上端面；三级火箭130、转接框123和二三级间段122包络至整流罩140内，从而利用整流罩140提供的良好热学和力学环境，降低了对三级火箭130、转接框123和二三级间段122的结构要求，减轻了三级火箭130、转接框123和二三级间段122的重量。
另外，整流罩140的柱段的外侧面与整流罩外置爆炸螺栓盒150固定连接，并且整流罩外置爆炸螺栓盒150的下端面与三级结构板131的下表面平齐；转接框123的外侧面与转接框外置爆炸螺栓盒160固定连接，并且转接框外置爆炸螺栓盒160的上端面与转接框123的上端面平齐；整流罩外置爆炸螺栓盒150的下端与转接框外置爆炸螺栓盒160的上端通过爆炸螺栓连接，通过爆炸螺栓的爆炸实现横向解锁。可选的，整流罩140可以采用柱段无倒锥整流罩，也可以采用柱段有倒锥整流罩。
由于本申请的运载火箭是固液混合运载火箭，因此本申请的运载火箭的载荷能力适中，且准备周期短，能够快速发射。另外，由于本申请的运载火箭的三级火箭130的恒压挤压式动力系统可以通过恒压挤压的方式将推进剂提供给三级液体发动机133，从而在三级火箭130随卫星载荷入轨后，星箭可实现多次启动点火、自旋和分离，从而实现了低倾角大椭圆轨道(例如：600kg)的运载能力，为地球外辐射带高能电子环境动态演化物理机制科学探索提供工程运载发射支撑，也满足任务的专属性，达到工程最优解。
可选的，一级尾段111中具有三台一级液体发动机，三台一级液体发动机呈三角形排列(如图3所示)，也就是三台液体发动机分布在同一圆周上，且相邻的两个一级液体发动机之间间隔120°，采用三台一级液体发动机的切向摆方案，可以实现俯仰、偏航和滚动三通道控制，通过耦合方式抵消内力。还可选的，一级液体发动机为液氧煤油发动机，位于一级燃油箱段113内的燃油箱和位于一级液氧箱段115内的液氧箱为一级液体发动机提供液氧煤油组合推进剂。
可选的，二级发动机段121中具有一台圆柱段固体发动机，该圆柱段固体发动机采用全轴柔性摆动喷管，可以实现俯仰、偏航控制。还可选的，二级固体发动机为固体HTPB(端羟基聚丁二烯)三组元装药固体发动机。
可选的，三级液体发动机133包括：4台轨控发动机1331(主动力装置)和12台姿控发动机1332(辅助动力装置)，通过4台轨控发动机1331实现双通道俯仰、偏航控制，通过12台姿控发动机1332实现滚转控制(如图4和图5)。还可选的，三级液体发动机133为四氧化二氮/一甲基肼发动机，双组元贮箱132为三级液体发动机133提供四氧化二氮/一甲基肼组合推进剂，该推进剂为常温可贮存的液体推进剂。
在上述基础上，如图5所示，恒压挤压式动力系统包括：增压气瓶134、开关阀135和减压阀136，增压气瓶134连通至开关阀135，开关阀135连通至减压阀136，减压阀136连通至双组元贮箱132，通过开关阀135、减压阀136将增加气瓶134中的气体推入双组元贮箱132中，通过减压阀136维持挤压压力的恒定，实现恒压挤压。可选的，开关阀135为电爆阀。还可选的，增压气瓶134用于盛装氦气，从而使得向双组元贮箱132通入的恒压气体为氦气，以减轻恒压挤压式动力系统的重量。
另外，双组元贮箱132连通至隔离阀137，隔离阀137连通至推力控制阀138，推力控制阀138连通至轨控发动机1331，从而在恒压挤压式动力提供的恒压气体的推动下，向轨控发动机1331提供推进剂。并且，双组元贮箱132连通至隔离阀137，隔离阀137连通至姿控电磁阀139，姿控电磁阀139连通至姿控发动机1332，从而在恒压挤压式动力提供的恒压气体的推动下，向姿控发动机1332提供推进剂。
可选的，三级火箭130包括：三组双组元贮箱132，每组双组元贮箱132中的一个贮箱与一个隔离阀137连通；其中，两组双组元贮箱132中的每组双组元贮箱132所连通的两个隔离阀137与一个推力控制阀138连通，一个推力控制阀138与两台轨控发动机1331连通；另一组双组元贮箱132所连通的两个隔离阀137与十二个姿控电磁阀139连通，一个姿控电磁阀139与一台姿控发动机1332连通。通过控制推力控制阀138和姿控电磁阀139实现轨控发动机1331和姿控发动机1332的启停控制，可满足三级火箭不少于10次点启动要求，通过姿控发动机1332也可实现旋转分离。
可选的，三级结构板131为平板蜂窝夹层结构。还可选的，双组元贮箱132采用金属隔膜式，材料为铝合金。又可选的，双组元贮箱132与三级液体发动机133之间设置隔离阀，以避免三级液体发动机133的温度对双组元贮箱132产生影响。
本申请中的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭采用多次分离方案，首先为一级火箭110分离，其次为整流罩140分离，随后为二级火箭120分离，三级火箭130作为运载火箭的末级，随辐射带探测卫星载荷入轨，之后星箭可实现多次启动点火、自旋和分离，辐射带探测卫星分离后，三级火箭130钝化离轨。
对于本领域技术人员而言，显然本发明不限于上述示范性实施例的细节，而且在不背离本发明的精神或基本特征的情况下，能够以其他的具体形式实现本发明。因此，无论从哪一点来看，均应将实施例看作是示范性的，而且是非限制性的，本发明的范围由所附权利要求而不是上述说明限定，因此旨在将落在权利要求的等同要件的含义和范围内的所有变化囊括在本发明内。不应将权利要求中的任何附图标记视为限制所涉及的权利要求。
此外，应当理解，虽然本说明书按照实施方式加以描述，但并非每个实施方式仅包含一个独立的技术方案，说明书的这种叙述方式仅仅是为清楚起见，本领域技术人员应当将说明书作为一个整体，各实施例中的技术方案也可以经适当组合，形成本领域技术人员可以理解的其他实施方式。
Claims (10)
1.一种运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，包括：一级火箭、二级火箭、三级火箭和整流罩；
其中，一级火箭由下至上依次为一级尾段、一级后过渡段、一级燃油箱段、箱间段、一级液氧箱段、一二级间段，一级液体发动机位于一级尾段中；
二级火箭由下至上依次为二级发动机段、二三级间段，二级固体发动机位于二级发动机段；
三级火箭包括：三级结构板、双组元贮箱、恒压挤压式动力系统和三级液体发动机，双组元贮箱、三级液体发动机和恒压挤压式动力系统设置于三级结构板上，且双组元贮箱和三级液体发动机连通，恒压挤压式动力系统和双组元贮箱连通，恒压挤压式动力系统向双组元贮箱通入恒压气体，以挤压双组元贮箱内的推进剂提供给三级液体发动机；
并且二三级间段的上端与转接框的下端固定连接，转接框的上端与三级结构板通过爆炸螺栓固定连接，三级火箭、转接框和二三级间段包络至整流罩内。
2.根据权利要求1所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，一级火箭与二级火箭的分离面为一二级间段的上端面，二级火箭与三级火箭的分离面为转接框的上端面。
3.根据权利要求1或2所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，整流罩的柱段的外侧面与整流罩外置爆炸螺栓盒固定连接，并且整流罩外置爆炸螺栓盒的下端面与三级结构板的下表面平齐；
转接框的外侧面与转接框外置爆炸螺栓盒固定连接，并且转接框外置爆炸螺栓盒的上端面与转接框的上端面平齐；
整流罩外置爆炸螺栓盒的下端与转接框外置爆炸螺栓盒的上端通过爆炸螺栓连接。
4.根据权利要求1或2所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，一级尾段中具有三台一级液体发动机，三台一级液体发动机呈三角形排列，以实现俯仰、偏航和滚动三通道控制。
5.根据权利要求1或2所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，二级发动机段中具有一台圆柱段固体发动机，所述圆柱段固体发动机采用全轴柔性摆动喷管，以实现俯仰、偏航控制。
6.根据权利要求1或2所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，三级液体发动机包括：4台轨控发动机和12台姿控发动机；
通过4台轨控发动机实现双通道俯仰、偏航控制，通过12台姿控发动机实现滚转控制。
7.根据权利要求1或2所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，恒压挤压式动力系统包括：增压气瓶、开关阀和减压阀，增压气瓶连通至开关阀，开关阀连通至减压阀，减压阀连通至双组元贮箱，通过开关阀、减压阀将增加气瓶中的气体推入双组元贮箱中，通过减压阀维持挤压压力的恒定，实现恒压挤压。
8.根据权利要求7所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，增压气瓶用于盛装氦气，以减轻恒压挤压式动力系统的重量。
9.根据权利要求6所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，双组元贮箱连通至隔离阀，隔离阀连通至推力控制阀，推力控制阀连通至轨控发动机；
双组元贮箱连通至隔离阀，隔离阀连通至姿控电磁阀，姿控电磁阀连通至姿控发动机。
10.根据权利要求9所述的运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭，其特征在于，三级火箭包括：三组双组元贮箱，每组双组元贮箱中的一个贮箱与一个隔离阀连通；
其中，两组双组元贮箱中的每组双组元贮箱所连通的两个隔离阀与一个推力控制阀连通，一个推力控制阀与两台轨控发动机连通；
另一组双组元贮箱所连通的两个隔离阀与十二个姿控电磁阀连通，一个姿控电磁阀与一台姿控发动机连通。
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| CN202310449947.XA CN116592716A (zh) | 2023-04-24 | 2023-04-24 | 运载辐射带探测卫星的固液混合运载火箭 |
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN117109372A (zh) * | 2023-10-25 | 2023-11-24 | 东方空间技术(山东)有限公司 | 一种末修姿控动力系统控制方法 |
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2023
- 2023-04-24 CN CN202310449947.XA patent/CN116592716A/zh active Pending
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