CN109606738A - 一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统 - Google Patents
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Abstract
本发明提供了一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其中间发动机为摇摆发动机且其轴线与芯一级箭体的轴线重合，三台周向发动机沿中间发动机的周向均匀布置，中间发动机及周向发动机的推力方向均与芯一级箭体的轴线平行。中间发动机及周向发动机均无安装角度，芯一级箭体上升段中俯仰、偏航控制利用液氧甲烷发动机的节流能力实现，滚动控制利用末级辅助动力系统实现，再入过程中中间发动机及周向发动机均工作一次，利用周向发动机的节流能力实现芯一级箭体减速和姿态控制，着陆前利用中间发动机实现精确着陆控制，这样中间发动机及三台周向发动机只需要具备两次启动能力即可实现上述目的，降低了液氧甲烷发动机的研制难度及成本。
Description
技术领域
本发明涉及的是一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，属于可重复使用运载火箭技术领域。
背景技术
可重复使用运载火箭芯一级多采用多台发动机布局方案，如法尔肯9火箭芯一级采用了9台液氧煤油发动机，再入过程中通过部分发动机工作实现姿态稳定与精确着陆控制。
发动机是运载火箭的核心部件，若发动机台数过少，则需要发动机进行深度调节，增加了发动机系统的研制难度。如何通过最少的发动机台数实现飞行过程中的控制与再入过程中的回收控制，是国内外重复使用运载火箭面临的工程难题。
发动机在箭体上的传统布置方式为“+”字形和“×”字形布局方式，以CZ-2C、CZ-2F、CZ-3A系列火箭为例，“+”字形和“×”字形均安装四台发动机，但是四台发动机均存在安装角，这样就导致发动机推力损失，不能最大程度的发挥运载火箭发动机的推力优势。
发明内容
本发明要解决的技术问题，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，该动力系统可减少可重复使用运载火箭研制成本及发动机研制难度。
本方案是通过如下技术措施来实现的：该可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统包括安装在芯一级箭体上的一台中间发动机及三台周向发动机，所述中间发动机为摇摆发动机，且中间发动机的轴线与芯一级箭体的轴线重合，三台周向发动机沿中间发动机的周向均匀布置，所述中间发动机及三台周向发动机的推力方向均与芯一级箭体的轴线平行。
优选地，所述中间发动机及三台周向发动机为液氧甲烷发动机。
优选地，所述中间发动机可在0°-180°方向和90°-270°方向双向摆动，最大摆动角度为δ，中间发动机摆动后推力作用点与芯一级箭体质心的距离为R；三台周向发动机与中间发动机的轴向距离分别为L，周向发动机的额定推力为F，最大推力调节能力为ΔF，周向发动机的工作推力范围为(F-ΔF)-F，三台周向发动机与中间发动机的轴向俯仰方向距离为L*Sin60°；
中间发动机可提供的控制力矩如下：
偏航方向最大控制力矩My＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；
俯仰方向最大控制力矩Mz＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；
三台周向发动机可提供的总控制力矩如下：
偏航方向最大控制力矩My＝ΔF*L；
俯仰方向最大控制力矩Mz＝ΔF*L*Sin60°。
优选地，在芯一级箭体的主动段，当芯一级箭体飞行过程中的姿态稳定控制力矩小于中间发动机的最大控制力矩时，中间发动机工作，通过中间发动机的双向摆动实现俯仰和偏航控制；当芯一级箭体飞行过程中的姿态稳定控制力矩大于中间发动机的最大控制力矩时，三台周向发动机工作，利用三台周向发动机的节流能力实现芯一级箭体的姿态稳定；滚动方向采用末级的辅助动力系统控制。
优选地，芯一级箭体工作完成分离后，三台周向发动机二次启动进行减速控制，并利用三台周向发动机的推力调节能力进行姿态控制，减速完成后三台周向发动机关机，芯一级箭体返回，在距离地面一定距离(给出参考数值范围)后，中间发动机二次点火，利用其双向摆动及深度节流能力进行姿态稳定控制以及着陆点的位置、速度的精确控制。
本发明的有益效果可根据对上述方案的叙述得知，该可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统中，中间发动机及三台周向发动机均无安装角度，芯一级箭体上升段中俯仰、偏航控制利用液氧甲烷发动机的节流能力实现，滚动控制利用末级辅助动力系统实现，再入过程中中间发动机及三台周向发动机均工作一次，利用三台周向发动机的节流能力实现芯一级箭体减速和姿态控制，着陆前利用中间发动机实现精确着陆控制，这样中间发动机及三台周向发动机只需要具备两次启动能力即可实现上述目的，降低了液氧甲烷发动机的研制难度及成本。由此可见，本发明与现有技术相比，具有突出的实质性特点和显著的进步，其实施的有益效果也是显而易见的。
附图说明
图1为本发明具体实施方式的结构示意图。
图2为本发明具体实施方式中中间发动机的摆动方案示意图。
图中，1-中间发动机，2-周向发动机，3-芯一级箭体。
具体实施方式
为能清楚说明本方案的技术特点，下面通过具体实施方式，并结合其附图，对本方案进行阐述。
一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，如图所示，它包括安装在芯一级箭体3上的一台中间发动机1及三台周向发动机2，所述中间发动机1及三台周向发动机2为液氧甲烷发动机。所述中间发动机1为摇摆发动机，且中间发动机1的轴线与芯一级箭体3的轴线重合，三台周向发动机2沿中间发动机1的周向均匀布置，所述中间发动机1及三台周向发动机2的推力方向均与芯一级箭体3的轴线平行，即中间发动机1及三台周向发动机2均无安装角度，可以最大程度的发挥运载火箭发动机的推力优势，相比有安装角而言，减少了部分推力损失。
所述中间发动机1可在0°-180°方向和90°-270°方向双向摆动，最大摆动角度为δ，中间发动机1摆动后推力作用点与芯一级箭体3质心的距离为R；三台周向发动机2与中间发动机1的轴向距离分别为L，周向发动机2的额定推力为F，最大推力调节能力为ΔF，周向发动机2的工作推力范围为(F-ΔF)-F，三台周向发动机与中间发动机的轴向俯仰方向距离为L*Sin60°；
中间发动机1可提供的控制力矩如下：
偏航方向最大控制力矩My＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；
俯仰方向最大控制力矩Mz＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；
三台周向发动机2可提供的总控制力矩如下：
偏航方向最大控制力矩My＝ΔF*L；
俯仰方向最大控制力矩Mz＝ΔF*L*Sin60°。
芯一级箭体3的主动段(上升段)姿态控制：当芯一级箭体3飞行过程中的姿态稳定控制力矩小于中间发动机1的最大控制力矩时，中间发动机1工作，通过中间发动机1的双向摆动实现俯仰和偏航控制；当芯一级箭体3飞行过程中的姿态稳定控制力矩大于中间发动机1的最大控制力矩时，三台周向发动机2工作，利用三台周向发动机2的节流能力增加控制力矩，实现芯一级箭体3的姿态稳定；滚动方向控制利用末级的辅助动力系统实现。
芯一级箭体3工作完成分离后(再入过程)中的控制：三台周向发动机2二次启动进行减速控制，并利用三台周向发动机2的推力调节能力进行姿态控制，减速完成后三台周向发动机2关机，芯一级箭体3返回，在距离地面一定距离(该距离是根据发动机推力调节范围、速度、火箭质量等条件计算出来的，比如，火箭的推力很小，那就需要在很高时点火，让发动机长时间工作才能保证着陆时速度为0)后，中间发动机1二次点火，利用其双向摆动及深度节流能力进行姿态稳定控制以及着陆点的位置、速度的精确控制。即再入过程中中间发动机1及三台周向发动机2均工作一次，利用三台周向发动机2的节流能力实现芯一级箭体3减速和姿态控制，着陆前利用中间发动机1实现精确着陆控制，包括姿态稳定控制以及着陆点的位置、速度控制，满足芯一级箭体3回收的控制精度要求。
该可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统中，中间发动机1及三台周向发动机2均无安装角度，芯一级箭体3上升段中俯仰、偏航控制利用液氧甲烷发动机的节流能力实现，滚动控制利用末级辅助动力系统实现，再入过程中每台发动机(中间发动机1及三台周向发动机2)均工作一次，利用三台周向发动机2的节流能力实现芯一级箭体3减速和姿态控制，着陆前利用中间发动机1实现精确着陆控制，这样中间发动机1及三台周向发动机2只需要具备两次启动能力即可实现上述目的，降低了液氧甲烷发动机的研制难度及成本。
本发明中未经描述的技术特征可以通过现有技术实现，在此不再赘述。本发明并不仅限于上述具体实施方式，本领域普通技术人员在本发明的实质范围内做出的变化、改型、添加或替换，也应属于本发明的保护范围。
Claims (5)
1.一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其特征是：它包括安装在芯一级箭体上的一台中间发动机及三台周向发动机，所述中间发动机为摇摆发动机，且中间发动机的轴线与芯一级箭体的轴线重合，三台周向发动机沿中间发动机的周向均匀布置，所述中间发动机及三台周向发动机的推力方向均与芯一级箭体的轴线平行。
2.根据权利要求1所述的可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其特征是：所述中间发动机及三台周向发动机为液氧甲烷发动机。
3.根据权利要求1或2所述的可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其特征是：所述中间发动机可在0°-180°和90°-270°方向双向摆动，最大摆动角度为δ，中间发动机摆动后推力作用点与芯一级箭体质心的距离为R；三台周向发动机与中间发动机的轴向距离分别为L，周向发动机的额定推力为F，最大推力调节能力为ΔF，周向发动机的工作推力范围为(F-ΔF)-F，三台周向发动机与中间发动机的轴向俯仰方向距离为L*Sin60°；
中间发动机可提供的控制力矩如下：
偏航方向最大控制力矩My＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；
俯仰方向最大控制力矩Mz＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；
三台周向发动机可提供的总控制力矩如下：
偏航方向最大控制力矩My＝ΔF*L；
俯仰方向最大控制力矩Mz＝ΔF*L*Sin60°。
4.根据权利要求3所述的可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其特征是：在芯一级箭体的主动段，当芯一级箭体飞行过程中的姿态稳定控制力矩小于中间发动机的最大控制力矩时，中间发动机工作，通过中间发动机的双向摆动实现俯仰和偏航控制；当芯一级箭体飞行过程中的姿态稳定控制力矩大于中间发动机的最大控制力矩时，三台周向发动机工作，利用三台周向发动机的节流能力实现芯一级箭体的姿态稳定；滚动方向采用末级的辅助动力系统控制。
5.根据权利要求4所述的可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其特征是：芯一级箭体工作完成分离后，三台周向发动机二次启动进行减速控制，并利用三台周向发动机的推力调节能力进行姿态控制，减速完成后三台周向发动机关机，芯一级箭体返回，在距离地面一定距离后，中间发动机二次点火，利用其双向摆动及深度节流能力进行姿态稳定控制以及着陆点的位置、速度的精确控制。
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| GR01 | Patent grant | ||
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