一种可分离的火箭推进系统技术方案

本发明专利技术适用于航空航天领域，提供了一种可分离的火箭推进系统，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机、以及快速断开装置；主推进系统包括推进气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、轨控发动机、气路电爆阀、第一自锁阀、第二自锁阀，快速断开装置包括第一快速接头以及第二快速接头；姿态调整发动机可通过快速断开装置同时断开与第一自锁阀和第二自锁阀连接并与主推进系统分离。本发明专利技术提供的可分离的火箭推进系统中姿态调整发动机可与主推进系统分离，减少了运载火箭的无效载荷，大大减少了发动机推进剂用量，且增加了运载火箭飞行的有效载荷。

A Separable Rocket Propulsion System

The invention is applicable to the aerospace field, and provides a detachable rocket propulsion system, including a main propulsion system, an attitude adjustment engine mounted on a rocket fairing, and a quick disconnection device; the main propulsion system includes a propulsion cylinder, a fuel tank, an oxidizer tank, a rail-controlled engine, a gas circuit electric explosion valve, a first self-locking valve, a second self-locking valve, and a quick disconnection device. It includes the first quick joint and the second fast joint. The attitude adjustment engine can disconnect from the first self-locking valve and the second self-locking valve simultaneously through the quick disconnection device and separate from the main propulsion system. The attitude adjustment engine in the separated rocket propulsion system provided by the invention can be separated from the main propulsion system, which reduces the invalid load of the launch vehicle, greatly reduces the amount of the engine propellant, and increases the payload of the flight of the launch vehicle.

【技术实现步骤摘要】
一种可分离的火箭推进系统
本专利技术属于航空航天
，尤其涉及一种可分离的火箭推进系统。
技术介绍
近年来随着科学技术的进步和空间环境探测的需要，运载火箭开始进入全新的发展时代。其中，运载火箭在上升的过程中需要进行俯仰角、偏航角等姿态控制，当运载火箭的姿态控制完成后，控制姿态的发动机就完成了使命，运载火箭在后续运行过程中，控制姿态的发动机便成为无效载荷。现有技术中，控制运载火箭上升阶段的俯仰和偏航的姿态调整发动机与控制运载火箭在轨道运行的轨控发动机呈一体化设计，当运载火箭在空间进行姿态以及运行轨道调整时，由于姿态调整发动机的存在，增加了运载火箭的无效载荷，大大增加了发动机推进剂用量，且减少了运载火箭飞行的有效载荷。
技术实现思路
本专利技术提供一种可分离的火箭推进系统，旨在解决现有技术的火箭推进系统的姿态调整发动机与轨控发动机呈一体化设计，当运载火箭在空间进行姿态以及运行轨道调整时，姿态调整发动机增加了运载火箭的无效载荷，大大增加了发动机推进剂用量，且减少了运载火箭飞行的有效载荷的问题。本专利技术是这样实现的，一种可分离的火箭推进系统，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种可分离的火箭推进系统，其特征在于，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机、以及用于连接或断开所述主推进系统和所述姿态调整发动机的快速断开装置；所述主推进系统包括推进气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、轨控发动机、气路电爆阀、第一自锁阀、第二自锁阀，所述快速断开装置包括第一快速接头以及第二快速接头；所述推进气瓶通过所述气路电爆阀分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接，所述轨控发动机同时与所述燃料贮箱的液腔和所述氧化剂贮箱的液腔连接，所述燃料贮箱的液腔依次通过所述第一自锁阀、所述第一快速接头与所述姿态调整发动机连接，所述氧化剂贮箱的液腔依次通过所述第二自锁阀、所述第二快速接头...

【技术特征摘要】
1.一种可分离的火箭推进系统，其特征在于，包括主推进系统、设于火箭整流罩上的姿态调整发动机、以及用于连接或断开所述主推进系统和所述姿态调整发动机的快速断开装置；所述主推进系统包括推进气瓶、燃料贮箱、氧化剂贮箱、轨控发动机、气路电爆阀、第一自锁阀、第二自锁阀，所述快速断开装置包括第一快速接头以及第二快速接头；所述推进气瓶通过所述气路电爆阀分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接，所述轨控发动机同时与所述燃料贮箱的液腔和所述氧化剂贮箱的液腔连接，所述燃料贮箱的液腔依次通过所述第一自锁阀、所述第一快速接头与所述姿态调整发动机连接，所述氧化剂贮箱的液腔依次通过所述第二自锁阀、所述第二快速接头与所述姿态调整发动机连接；所述姿态调整发动机可通过所述快速断开装置同时断开与所述第一自锁阀和所述第二自锁阀连接并与所述主推进系统分离。2.根据权利要求1所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述推进气瓶通过管路与所述气路电爆阀连接，所述气路电爆阀通过管路分别与所述燃料贮箱的气腔和所述氧化剂贮箱的气腔连接。3.根据权利要求2所述的可分离的火箭推进系统，其特征在于，所述主推进系统还包括第一压力传感器和减压阀；所述第...

【专利技术属性】
技术研发人员：胡向柏，李之强，谌忠庭，张汉秀，杨敬贤，李海涛，王彬平，
申请(专利权)人：宁波天擎航天科技有限公司，
类型：发明
国别省市：浙江,33