WO2013004073A1

WO2013004073A1 - 运载火箭推力装置

Info

Publication number: WO2013004073A1
Application number: PCT/CN2012/000911
Authority: WO
Original assignee: 北京科实医学图像技术研究所
Priority date: 2011-07-04
Filing date: 2012-07-03
Publication date: 2013-01-10
Also published as: CN102466429A

Abstract

一种运载火箭推力装置，是在运载火箭（HJ）和飞船（FC）的外壁上，加装了几组喷火管（E），它们可在任意方向上转动，它喷射出的火流，随着喷射角度的改变，既可改变飞行的方向，同时还可以使运载火箭围绕自身主轴的方向旋转，以产生转动惯量，保持准直的飞行状态，以减少飞行轨迹的偏离程度。另一方面，还可以节省运载火箭在发射之后调整航向所需的能源消耗，并可控制飞船在脱离了运载火箭（HJ）之后的飞行状态。

Description

说明书运载火箭推力装置

技术领域

本发明专利运载火箭推力装置的改进方案，涉及到一种运载火箭的发射方式，以及在空气和在太空中航行时的操控方法。背景技术

全世界航天界的科学家们，在发射运载火箭的历史过程中，连续了半个多世纪，均犯下了一个 "不可饶恕的 "低级的技术性的错误！遗憾的是，这几十年以来，中外师徒代代相传，至今竟然无一人察觉；而科技界机械领域里的工程技术人员和学者们，对此冷漠、也听之任之，没有任何人理会这个问题。

以下仅用一个简单的示意图，便可清楚地说明此问题：（见图 1和图 2)

目前，世界各大国在研制、和发射运载火箭时所采用的方法，全都是用一个稍稍偏离轴向 10。的推进力的增量、来控制火箭航行方向的方式，使火箭在升空之后，在当遇到大风的千扰、或其它因素而使火箭偏离预定的轨道时，来纠正其航向。（俗称 "导航"）假设厶 F为纠正火箭偏离轨道所增加的推力增量，那它的反作用力 AF'到达火箭本体后，其延伸线与火箭重心的垂直距离（OP), 乘以此增量 ΔΡ' , 即为当时此力厶 F 、施予火箭往顒时针方向纠偏的力矩 Ν。因为偏角角度 10。太小，因而所需要的燃料会很多，否則它所产生的力矩，就不足以使火箭转回到预定的航行轨道方向来。

以下，可用图解作进一步的说明：

假设：厶 F为扭转运载火箭所需的喷射管 PS喷火增量的力，所给予火箭的反推力为 AF'， △F = AF' _; 飞行物升空之前重心 0的的离度为 H = 25 _m

则，此力使火箭扭转之力矩 N = AF' X 0P

因喷火管《1的«斜角 ZACB仅 10 ° , 很小，因而 N也就较小，

还可以简单地看出，厶 F的水平分力为厶 FH，

△FH， =Δ F x sin 10 ° = 0. 1736 x厶 F,

此厶 F力使火箭扭转之力矩 N,

Nl = 0. 1736 x AF x 25 m

再者， AF增量还分解出一个垂直分量厶 FV'，

此厶 FV，会给火箭产生一个逆时针方向的扭矩 Ν ,

此 Ν =厶 FV， X cos 10 ° X d = 0.9848 x AFV x d

d约为 1 m ( R为火箭筒之半径）

因而总的顺吋针扭矩为 N ,

N = Nl- N1' = 0. 173 & χ ΔΡΗ' χ 25 m - 0.9848 xAFV

= (0. 1736 x 25 -0.9848) x AF' = (4.34 - 0.9848) x厶 F， = 3. 3552 x AF^f 又由于火箭下方的四个喷射管 PS, (见图 2)全都是往外偏斜一个相等的 10 斜角，因而平时各个喷射管 PS所产生的水平方向的分力，就会相互抵消；而垂直方向推力的分力，就会无谓地损失掉 1. 53 % , 因而也就意味着多损失了 1. 53 %的升空燃料 1

很明显，我国于 1995年 2月 15日发射的长三乙火箭，刚离开发射架、尚未升空时，便来了个 "倒栽葱",这不能不归罪于"方向失控"这方面的责任，而它的控制方式的"不科学" ，肯定是难辞其咎的！更为严重的后果是，世界上这几十年来多次的发射失敗，致使燃料、材料、设备、火箭、飞船、卫星、" 遭到彻底毁坏，有些还使居民的生命財产遭受损失，甚至还遭致一些宇航员的牺牲，给人类造成了多少惨剧，究其根本原因，这控制系统设计得 "不科学"，可能应该算作很重要的一条。勿庸讳言，这是航天人们没有掌握好经典力学的基本原理所致！发明内容令 sin 90。 = 1 时，那么，它所产生纠偏的扭力 N - 25 X AF, 与前者相比，

N' / N = 25 / 3. 3552 = 7. 45

将是它的 7. 5倍左右。（将近大出八倍来!）

办法是将小喷射管 E、围着火箭筒壁安装，让其 "径向喷火" ，即，也就是说，经过这样的改进之后，可以减少纠偏所霈燃料的 87 % ！ (见图 3)并且还可以在一级、二级和三级甚至在飞船的底部均可安装此种小喷射管 E, 这样，当火箭完成了其运载飞船的任务、纷纷都彻底脱离了飞船之后，飞船亦可调整其自身的航向。

今后，火箭底端的喷射管 PS, 可以一律均垂直地安装在火箭尾部，（见图 3)让它专管推举火箭升空之职，当然也就不再会有浪费 1. 53 %升空的燃料之虞了。（这个损失不可低估）经过这样的改进之后，附带地还带来一个极为重要的优点：即，可以大大简化控制发射运载火箭的一系列程序和机构，这将会减少控制系统的体积和重量以及控制设备的复杂程度，这也就会减轻火箭升空的载荷，并可增加控制系统的精确度和灵敏度和可靠性，以及縮短了反应时间，其间接的后果将是：又会给火箭升空减少一部分可观的燃料。附图说明

图 1: 系运载火箭原来发射方，施力之示意图

0 ~~为火箭尚未升空前整体重心

△F ~~为纠偏所施给火箭的 ^力

图 2: 系运载火箭之側视图

FC ~~飞船

0——重心

HJ—飞行物之运载火箭部分

PS—— 射管

图 3: 系增加了几组小喷射管本后的側视图

E——小喷射管具体实施方式

1、在宇宙飞船的运载火箭 HJ底的上方，（以及二级和三级火箭）安装上一组（三个以上）径向喷火的小喷射管 E;

2、在飞船 FC的外壳的尾端上，也^装上一组（三个以上）可径向喷火的小喷射管6。

Claims

、本发明专利运载火箭推力装置的改进方案，其特征是节省了运载火箭在发射之后调整航向所需的能源消耗，并可控制脱离了运载火箭 HJ之后的飞船 FC 的飞行方向。

、根据权利要求 1所述，在运载火箭 HJ和飞船 FC的外壁上，加装几组小喷火管£。

、根据权利要求 2所述，装在运载火箭 HJ和飞船 FC的外壁上的小喷火管 E,可在任意方向上转动，它所喷射出的火流，随着喷射的角度不同，既可改变飞行的方向，同时还可以使宇宙飞船，围绕自身主轴的方向旋转，以产生转动惯量，保持准直飞行状态，以减少飞行轨迹的偏离程度。。