一种可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭

摘要

本发明公开一种可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭，其属于航天火箭技术领域，所述可回收火箭的精简配置动力系统包括第一主动力发动机、第二主动力发动机和摆动姿控发动机，摆动姿控发动机包括姿控发动机涡轮泵、第一推力室和第二推力室；姿控发动机涡轮泵分别与第一推力室、第二推力室相连接；第一推力室和第二推力室均包括有相连接的变向铰、燃烧室和喷管；精简配置动力系统还包括有控制第一推力室和第二推力室摆动的伺服机构。本发明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，同时该双摆小发动机共用一个涡轮泵，并与二级动力和一级动力统一成型，进一步降动力系统成本，且可靠性提高。

说明书

技术领域

本发明属于航天火箭技术领域，具体涉及一种可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭。

背景技术

国际航天史上，能够依赖发动机自身动力回收的、并能够发射卫星等载荷入轨的、最先进的中大型运载火箭是SpaceX的猎鹰9号，其入轨载荷已达23吨。猎鹰9号运载火箭的一级箭体采用9台90吨的发动机，其中一台发动机安装在一级箭体底部中心，周围均布安装8台发动机。火箭起飞及上升飞行过程中，9台发动机同时工作提供飞行动力；一级箭体回收过程中，周围均布安装的8台发动机熄火关机，中心一台发动机作为回收动力发动机，根据回收过程需要来启动点火工作；回收过程中，回收动力发动机通过推力的调节提供回收动力，通过一级箭体底部的摆管的摆角控制飞行姿态。

对于例如1吨级以下的小运载火箭的回收复用，也得到了国内外各家航天公司的重视，并纷纷学习、借鉴猎鹰9号的回收方案。例如，一级箭体安装9台统一构型小发动机的火箭垂直回收方案；还有如图5、图6A、图6B所示的发动机布局方案，采用两台“双摆”发动机或四台“单摆”发动机。

但到目前为止，实际上还并未实现商业化的小运载火箭发射卫星入轨及垂直回收，主要原因是采用上述现有结构的小运载火箭造价成本高昂，且单位载荷效率较高、回收率较低；并且回收之后的火箭的故障率非常高，无法重复利用。

发明内容

基于现有技术存在的问题，本发明提供一种可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭，其通过包括有控制第一推力室和第二推力室摆动的伺服机构的可回收火箭的精简配置动力系统，降低了小运载火箭的动力系统成本，提高了可回收火箭的回收率，更具经济性，使小运载火箭发射卫星入轨及垂直回收的商业化应用成为可能。

依据本发明的技术方案，本发明提供了一种可回收火箭的精简配置动力系统，包括第一主动力发动机、第二主动力发动机和摆动姿控发动机；摆动姿控发动机包括姿控发动机涡轮泵、第一推力室和第二推力室；姿控发动机涡轮泵分别与第一推力室、第二推力室相连接；第一推力室和第二推力室均包括有相连接的变向铰、燃烧室和喷管；还包括有控制第一推力室和第二推力室摆动的伺服机构；第一主动力发动机和第二主动力发动机的中心连线，以及，第一推力室和第二推力室的中心连线，这两条连线垂直地在各自中点处相交；摆动姿控发动机通过第一推力室和第二推力室的推力及摆角的调整，根据需要控制一级箭体的飞行姿态，或在可回收火箭垂直回收降落时作为可回收火箭的回收动力。

进一步地，姿控发动机涡轮泵设置于第一推力室和第二推力室的中间。

进一步地，第一主动力发动机和第二主动力发动机为固定设置，第一主动力发动机和第二主动力发动机及其推力室不摆动。

进一步地，第一推力室和第二推力室为双向摇摆、泵后摆型的推力室。

在一实施方式中，第一推力室和第二推力室的喷管上加装有扩张大喷管。

本发明还提供一种可回收火箭，具有上述的可回收火箭的精简配置动力系统。

进一步地，可回收火箭包括有一级箭体，可回收火箭的精简配置动力系统作为一级动力。

进一步地，一级箭体下部具有一级氧化剂贮箱和一级燃烧剂贮箱，一级氧化剂贮箱和一级燃烧剂贮箱底部设置有一体化成型的发动机机架；一级动力的各发动机通过发动机机架安装在可回收火箭的一级箭体下方；一级氧化剂贮箱和一级燃烧剂贮箱分别通过输送管路与一级动力的各发动机相连接。

进一步地，可回收火箭还包括有二级箭体，二级箭体的动力系统与一级动力的摆动姿控发动机构型相同，体现模块化。

进一步地，二级箭体的动力系统中，两台推力室的喷管上均加装有扩张大喷管。

与现有技术相比，本发明可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭的有益技术效果如下：

1、本发明的方案采用两台大发动机作为主动力发动机，不摆动、不参与调姿，只提供推力，可简化、优化设计，大幅度提高主动力发动机燃烧室室压，提高发动机比冲，提高发动机推力性能。

2、本发明的方案将一级姿控动力和一级回收动力合二为一，通过泵后双摆两台推力室结构实现，两台推力室共用一台涡轮泵及其泵压系统。通过推力室的推力和摆角的调整，既可以控制一级箭体飞行姿态，也可以在垂直回收过程中用作回收动力。并且与现有技术每台推力室均具有一台涡轮泵的方案相比省去了一台涡轮泵及其泵压系统，可进一步降低成本。

3、本发明的方案整体相当于将动力系统的发动机数量缩减至四台，并且大发动机不摆管，仅两台小发动机摆管调姿，同时，两台小发动机共用一个涡轮泵，这样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、回收及姿态控制。并且发动机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。计算表明与现有技术相比动力系统配套成本可降低近一半。

4、本发明的方案中二级动力和一级动力的摆动姿控发动机统一构型，采用模块化设计，降低技术难度，降低设计、研制、生产等一系列成本。二级箭体的发动机可在一级的摆动姿控发动机上加装扩张大喷管，提高发动机真空状态燃烧室膨胀比和推力。

附图说明

图1是依据本发明的一种可回收火箭的整体结构示意图；

图2是图1所示结构的仰视示意图；

图3是依据本发明的可回收火箭的精简配置动力系统的结构示意图；

图4是依据本发明又一实施例的二级箭体的精简配置动力系统的局部结构示意图；

图5是现有技术中一种两台发动机并排布局的结构示意图；

图6A、图6B是现有技术中两种动力系统布局的示意图；

附图中的附图标记说明：

1、第一主动力发动机；

2、第二主动力发动机；

3、摆动姿控发动机；

4、姿控发动机涡轮泵；

5、第一推力室；

6、第二推力室；

7、变向铰；

8、燃烧室；

9、喷管；

10、一级氧化剂贮箱；

11、一级燃烧剂贮箱；

12、氧化剂泵；

13、燃烧剂泵；

14、第一氧化剂输送管；

15、第一燃烧剂输送管；

16、泵前阀；

17、第二氧化剂输送管；

18、第二燃烧剂输送管；

19、一级箭体；

20、二级箭体；

21、伺服机构；

22、扩张大喷管；

23、现有发动机；

24、现有发动机的推力室；

25、现有发动机的涡轮泵；

26、输送管路；

27、二级氧化剂贮箱；

28、二级燃烧剂贮箱。

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。

本发明提供一种可回收火箭的精简配置动力系统及其火箭，尤其适用于小运载火箭（如1吨级以下），相比现有技术可大幅降低成本，使小运载火箭发射卫星入轨及垂直回收的商业化应用成为可能。

本发明的一种可回收火箭的精简配置动力系统最突出的特点之一在于减少了发动机配套数量，用最少的发动机配套数量实现可回收的小运载火箭。本申请人研究发现：运载火箭的最大成本构成就是动力系统，而动力系统的发动机配套数量的多少、直接影响了火箭的配套成本；因为液体火箭发动机是技术性很强、结构很复杂的高科技产品，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，总推力相等，1台推力100吨的液体火箭发动机成本可能是10台推力10吨的发动机的总成本的三分之一；因此可以说，总推力一定的情况下，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。目前其他现有的可回收火箭（一级）一般都是九台发动机，而本方案减少到四台，可明显降低小运载火箭的成本。

本发明提供一种成本更低的小运载火箭，以降低中低轨道卫星及载荷的发射成本以及提高小运载火箭的回收率，更具经济实用性。如图1至图3所示，本发明的可回收火箭的精简配置动力系统包括第一主动力发动机1、第二主动力发动机2和摆动姿控发动机3。以图1所示的可回收火箭（优选，二级低轨道可回收小运载火箭）为例，可回收火箭包括二级箭体20、一级箭体19、一级氧化剂贮箱10和一级燃烧剂贮箱11，二级箭体设置一级箭体的前部，二级箭体包裹着火箭载荷；一级箭体19下部具有一级氧化剂贮箱10和一级燃烧剂贮箱11，在一级氧化剂贮箱10和一级燃烧剂贮箱11下方（例如图示实施例为一级燃烧剂贮箱11）的底部设置有发动机机架；优选地，发动机机架与贮箱底部统筹一体化成型设计。本发明将发动机机架与贮箱底部统筹一体化成型设计，取消了独立的发动机机架，从而降低结构成本。本发明的精简配置动力系统作为一级动力，其中多个发动机（包括第一主动力发动机1、第二主动力发动机2和摆动姿控发动机3）通过发动机机架安装在可回收火箭的一级箭体19下方；一级氧化剂贮箱10和一级燃烧剂贮箱11分别通过输送管路26与作为一级动力的精简配置动力系统中的各发动机（第一主动力发动机1、第二主动力发动机2或摆动姿控发动机3）相连接，从而提供氧化剂和燃烧剂。

本发明精简配置动力系统布局如图2所示，即为图1所示可回收火箭的仰视图。其中，摆动姿控发动机3包括姿控发动机涡轮泵4、第一推力室5和第二推力室6。本发明精简配置动力系统的优选布局为，第一主动力发动机1和第二主动力发动机2为固定设置的、不摆动的、推力较大的发动机推力室，对称安装在两侧，第一推力室5和第二推力室6均具有变向铰7及伺服机构21，且第一推力室5和第二推力室6可以受控摆动，第一推力室5和第二推力室6优选为双向摇摆、泵后摆型的推力室。第一主动力发动机1和第二主动力发动机2的中心连线，以及，第一推力室5和第二推力室6的中心连线，这两条连线垂直相交于在各自中心连线的中点处，即两推力室在两主动力发动机的两侧对称分布。

本发明精简配置动力系统布局的好处在于：可回收的一级箭体19的主动力采用第一主动力发动机1和第二主动力发动机2等两台大主动力发动机，该两台大主动力发动机根据发射载荷需要，可选配单台推力t1≥50吨的发动机。该两台大主动力发动机只提供推力，不参与调姿，不参与泵前摆动、泵后摆动，无需配置变向铰7和伺服机构21；因此可简化、优化设计，降低成本，同时大幅度提高燃烧室室压、提高发动机比冲、提高发动机推力性能。一级箭体19的姿控和回收动力采用摆动姿控发动机3，摆动姿控发动机3包括姿控发动机涡轮泵4、第一推力室5和第二推力室6，其中单台发动机推力室（即第一推力室5或第二推力室6）的推力t2为主动力发动机推力t1的十分之一左右，且推力可在40%~110%额定推力间调节。摆动姿控发动机3可通过第一推力室5和第二推力室6的推力及摆角的调整，根据需要既能够控制一级箭体19的飞行姿态，也能够在垂直回收降落时作为回收动力，实现将一级姿控动力和一级回收动力合二为一。本发明方案中，提供推力的系统即第一主动力发动机1和第二主动力发动机2，提供调姿的系统即摆动姿控发动机3，提供推力的系统与提供调姿的系统分开设置。此外，需要说明的是，采用上述方案后，两台主动力发动机的总推力可占动力系统总推力的90%左右，这是本发明的独创构思之一，即，将提供推力的系统与提供调姿的系统分开；同时提供调姿的系统与提供回收动力的系统合二为一；这样得到本发明的此种大幅优于现有技术的动力系统方案。

进一步地，请参阅图3，第一推力室5和第二推力室6均包括有相互连接的喷注器（图中未示出）、燃烧室8和喷管9，燃烧室8设置有变向铰7（铰链机构），通过变向铰7与发动机机架可转动地连接。在第一推力室5和第二推力室6外还分别设置第一推力室5或第二推力室6控制其摆动的伺服机构21。优选地，伺服机构21为双向摇摆、泵后摆型（也称之为“泵后摇摆”）的摇摆装置；在一实施例中，伺服机构21可以使得摆动姿控发动机摆动，且摆动分为“泵前摆”型和“泵后摆”型，本发明优选采用泵后摆方式（“泵后摆”型），其相对于泵前摆具有诸多优势。本发明的摆动姿控发动机（通过第一推力室5和第二推力室6）实现泵后摆方案，相比于第一主动力发动机（包括第一主动力发动机1和第二主动力发动机2）而言更加便利。在现有技术中，喷注器多用于机械加工喷涂使用，在本发明中将普通机械设备中使用的喷注器设置于燃烧室8输入口处，利用喷注器产生的粉末状喷注，使推进剂按一定流量和混合比进入燃烧室8雾化、混合和燃烧。推进剂（优选液体推进剂）按其作用大体可分为氧化剂和燃烧剂，将二者分别通过管路（例如第一氧化剂输送管14和第一燃烧剂输送管15）输送至燃烧室8后混合，即能够进行点火、燃烧，然后由喷管9将燃烧产物的热能转变为动能，以产生高速射流，形成火箭的推力。

姿控发动机涡轮泵4主要包括有涡轮（图中未示出）、氧化剂泵12和燃烧剂泵13，姿控发动机涡轮泵4通过涡轮来驱动氧化剂泵12和燃烧剂泵13，对相应的推进剂提供输送的动力。一级氧化剂贮箱10经由泵前阀与氧化剂泵12的输入端通过第一氧化剂输送管14相连接，一级燃烧剂贮箱11与燃烧剂泵13的输入端经由泵前阀通过第一燃烧剂输送管15相连接；第一氧化剂输送管14和第一燃烧剂输送管15中均具有泵前阀16（优选如球阀）以及泵前阀16的控制机构，从而控制相应管路的通断。氧化剂泵12的输出端与第一推力室5和第二推力室6的燃烧室8通过第二氧化剂输送管17相连接，燃烧剂泵13的输出端与第一推力室5和第二推力室6的燃烧室8通过第二燃烧剂输送管18相连接；第二氧化剂输送管17和第二燃烧剂输送管18均在末端分支为两管，从而与两个燃烧室8相连接。氧化剂或燃烧剂基本等压、等流量地进入两个燃烧室8，提供相同的推力，从而实现了省去一台涡轮泵仍能够达到相同的技术效果。

进一步地。泵压系统包括有主发动机涡轮泵，一级氧化剂贮箱10经由第一氧化剂输送管与主发动机涡轮泵连接，主发动机涡轮泵与第一主动力发动机1相连接，在主发动机涡轮泵与一级氧化剂贮箱10和一级燃烧剂贮箱11之间均设置有主发动机泵前阀。针对第二主动力发动机2，其与第一主动力发动机1配置有相类似的结构。

如图4所示，公开了本发明的另一实施例的精简配置动力系统中摆动姿控发动机3部分的结构，优选作为二级箭体20的二级动力。其在图3所示实施例的基础上在第一推力室5和第二推力室6的喷管9末端加装有扩张大喷管22（或称真空大喷管），从而提高二级发动机真空状态燃烧室膨胀比和推力。二级氧化剂贮箱27经由泵前阀16与氧化剂泵12的输入端通过第一氧化剂输送管14相连接，二级燃烧剂贮箱28与燃烧剂泵13的输入端经由泵前阀通过第一燃烧剂输送管15相连接；第一氧化剂输送管14和第一燃烧剂输送管15中均具有泵前阀16（优选如球阀）以及泵前阀16的控制机构，从而控制相应管路的通断。氧化剂泵12的输出端与第一推力室5和第二推力室6的燃烧室8通过第二氧化剂输送管17相连接，燃烧剂泵13的输出端与第一推力室5和第二推力室6的燃烧室8通过第二燃烧剂输送管18相连接；第二氧化剂输送管17和第二燃烧剂输送管18均在末端分支为两管，从而与两个燃烧室8相连接。氧化剂或燃烧剂基本等压、等流量地进入两个燃烧室8，提供相同的推力，从而实现了省去一台涡轮泵仍能够达到相同的技术效果。

再请参阅图1、图4，本发明还提供一种具有上述的精简配置动力系统的可回收火箭。优选地，该可回收火箭为二级低轨道可回收小运载火箭。二级箭体20的动力系统与一级动力的摆动姿控发动机3构型相同，即，均包括一台涡轮泵及两台可摆动的推力室，二级需要的推力小，因此不需要一级的大推力发动机；二级箭体20的二级动力和一级箭体19的摆动姿控发动机3统一构型，采用模块化设计，构型区别仅在于二级箭体的动力系统中，该两台推力室的喷管上均加装有扩张大喷管。优选以上述方式采用同一构型的好处在于，发动机的构型越少、批量越大、成本越低；此外，从技术支持角度而言也更加有利，相当于整个可回收火箭中只有两种发动机，与采用多种构型相比，设计、分析、研制、生产等一系列过程都更为容易，对整体优化及成本降低是非常有利的。

综上所述，本发明提出的可回收火箭的动力系统采用两台不摆管的大发动机，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；此外为两台摆管的小发动机，无需额外的辅助姿控/回收装置，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，同时该两台小发动机共用一个涡轮泵；加之二级动力和一级摆动姿控发动机3统一构型，进一步降低成本；计算表明，本发明方案与现有技术相比，动力系统配套成本可降低近一半，且整体性能、控制等方面也更为优化。

作为对比，请参阅图5、图6A、图6B所示现有技术方案。由于现有火箭飞行过程中，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，现有某些运载火箭采用两台“双摆”现有发动机23（图5、图6A所示）或四台均匀分布的“单摆”现有发动机23（图6B所示）控制姿态。其发动机配置数量较少，但大功率的伺服机构价格很高，可能需要上百万元，因此总成本仍较高。如果考虑发动机数量最少的方案而采用单台发动机推力满足要求、外加一台“双摆”发动机控制俯仰和偏航，那么滚转姿态还需要其它辅助动力完成，系统较复杂，也会导致总成本较高，并且故障率提高。

现有技术方案中每台现有发动机23均具有一台现有发动机的涡轮泵25来带动一台现有发动机的推力室24。本发明方案中第一推力室5和第二推力室6也可换装为两台发动机来实现同样的功能，而优选实施例中设置为上述两台推力室共用一台姿控发动机涡轮泵4及相应的管路、阀门及辅助控制系统，相当于省去了一台涡轮泵（及一套相关管路等系统），从而能够进一步降低成本。进一步地，姿控发动机涡轮泵4优选安装在第一推力室5和第二推力室6的中间（即前述两连线的交点位置），有助于空间的利用，或者也可根据需要就近安装。

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。