基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法技术方案

本发明专利技术提供了一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法，液氧电动泵模块的输入端通过液氧输送管道连接液氧主输送管的姿控歧路入口；液氧电动泵模块的输出端通过液氧输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的液氧输入端；液氧甲烷姿控发动机组的液氧输出端通过液氧输送管道连接液氧贮箱；燃料电动泵模块的输入端通过燃料输送管道连接液甲烷主输送管的姿控歧路入口；燃料电动泵模块的输出端通过燃料输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的燃料输入端；液氧甲烷姿控发动机组的燃料输出端通过燃料输送管道连接液甲烷贮箱。本发明专利技术不仅可以省去推进剂重量，同时因与主发动机共用推进剂贮箱、增压输送系统等，姿控动力系统干重也相对要小。重也相对要小。重也相对要小。

【技术实现步骤摘要】
基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法


[0001]本专利技术涉及运载火箭的
，具体地，涉及一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法。尤其是，优选的涉及一种基于电动泵的运载火箭主辅一体化姿控动力系统。

技术介绍

[0002]目前国内外运载火箭姿控动力系统主要采用有毒单推
‑
3推进剂恒压挤压式催化分解推进系统方案，部分采用氮冷气推进系统方案。近年来，随着美国太空探索技术公司猎鹰9号运载火箭重复使用技术的日益成熟，发展低成本、快速、完全可重复使用的液氧/甲烷商业运载火箭已经成为未来航天的主旋律，例如美国的“超重助推+星际飞船”、国内蓝箭航天的朱雀2号运载火箭等。
[0003]公开号为CN106194502A的中国专利技术专利文献公开了一种固液姿控火箭发动机，包括：氧化剂输送系统、直动式电磁阀、蜂窝式催化床、燃烧室与喷管。输送系统采用氮气挤压式供给过氧化氢，由直动式电磁阀控制过氧化氢的供给量，使得固液姿控发动机能够快速响应；采用蜂窝式催化床催化，氧化剂分解产生高温氧气，通过喷注面板进入燃烧室；端燃药柱中间开有6个通道，高温氧气经过这些通道到达药柱断面，与HTPB分解的产物1
‑
3丁二烯发生燃烧反应，发动机开始工作。
[0004]针对上述中的相关技术，专利技术人认为常规单组元催化分解发动机重复使用存在非常大的技术隐患，且因单推
‑
3推进剂的剧毒和强致癌性，还会导致靶场操作和复用维护非常不便且成本高昂。氮冷气姿控发动机比冲性能非常低，工程可实现的单机推力小，并且系统氮气充填量和干重均非常大。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的缺陷，本专利技术的目的是提供一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统及其使用方法。
[0006]根据本专利技术提供的一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统，包括液氧电动泵模块、燃料电动泵模块、液氧甲烷姿控发动机组、液氧输送管道和燃料输送管道；
[0007]运载火箭的液氧主输送管的一端连接运载火箭的液氧贮箱，液氧主输送管的另一端连接运载火箭的主发动机；
[0008]所述液氧电动泵模块的输入端通过液氧输送管道连接液氧主输送管的姿控歧路入口；
[0009]所述液氧电动泵模块的输出端通过液氧输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的液氧输入端；
[0010]所述液氧甲烷姿控发动机组的液氧输出端通过液氧输送管道连接液氧贮箱；
[0011]运载火箭的液甲烷主输送管的一端连接运载火箭的液甲烷贮箱，液甲烷主输送管的另一端连接主发动机；
[0012]所述燃料电动泵模块的输入端通过燃料输送管道连接液甲烷主输送管的姿控歧路入口；
[0013]所述燃料电动泵模块的输出端通过燃料输送管道连接液氧甲烷姿控发动机组的燃料输入端；
[0014]所述液氧甲烷姿控发动机组的燃料输出端通过燃料输送管道连接液甲烷贮箱。
[0015]优选的，该姿控动力系统还包括液氧截断阀、燃料截断阀、液氧单向流量调节阀和燃料单向流量调节阀；
[0016]所述液氧截断阀设置在液氧主输送管的姿控歧路入口与液氧电动泵模块的输入端之间的液氧输送管道上；
[0017]所述燃料截断阀设置在液甲烷主输送管的姿控歧路入口与燃料电动泵模块的输入端之间燃料输送管道上；
[0018]所述液氧单向流量调节阀设置在液氧甲烷姿控发动机组的液氧输出端和液氧贮箱之间的液氧输送管道上；
[0019]所述燃料单向流量调节阀设置在液氧甲烷姿控发动机组的燃料输出端和液甲烷贮箱的燃料输送管道上；
[0020]所述液氧截断阀和燃料截断阀由运载火箭的箭载控制中心控制，用于姿控动力系统与主发动机的故障隔离。
[0021]优选的，所述液氧电动泵模块包括液氧离心泵、氧泵电机、氧泵排泄阀、氧泵前压力温度测量模块、氧泵后压力温度测量模块和氧泵驱动控制与健康监测盒；
[0022]所述氧泵电机控制液氧离心泵运动；
[0023]所述液氧离心泵的输入端通过管路构成液氧电动泵模块的输入端；
[0024]所述液氧离心泵的输出端通过管路构成液氧电动泵模块的输出端；
[0025]所述氧泵前压力温度测量模块设置在液氧离心泵的输入端处的管路上；
[0026]所述氧泵后压力温度测量模块设置在液氧离心泵的输出端处的管路上；
[0027]所述氧泵排泄阀用于所述液氧离心泵冷却排放和动密封泄漏排放；
[0028]所述氧泵驱动控制与健康监测盒通过接收箭载控制中心指令驱动所述氧泵电机运转，并实时监测电机转速、电流电压、电机温升和轴承振动信号进行故障诊断，同时采集所述氧泵前压力温度测量模块和氧泵后压力温度测量模块的实时数据，动态闭环控制所述氧泵电机转速。
[0029]优选的，所述燃料电动泵模块包括燃料离心泵、燃泵电机、燃泵排泄阀、燃泵前压力温度测量模块、燃泵后压力温度测量模块和燃泵驱动控制与健康监测盒；
[0030]所述燃泵电机控制燃料离心泵运动；
[0031]所述燃料离心泵的输入端通过管路构成燃料电动泵模块的输入端；
[0032]所述燃料离心泵的输出端通管路构成燃料电动泵模块的输出端；
[0033]所述燃泵前压力温度测量模块设置在燃料离心泵的输入端处的管路上；
[0034]所述燃泵后压力温度测量模块设置在燃料离心泵的输出端处的管路上；
[0035]所述燃泵排泄阀用于所述燃料离心泵冷却排放和动密封泄漏排放；
[0036]所述燃泵驱动控制与健康监测盒通过接收箭载控制中心指令驱动所述燃泵电机运转，并实时监测电机转速、电流电压、电机温升以及轴承振动信号进行故障诊断，同时采
集所述燃泵前压力温度测量模块和燃泵后压力温度测量模块实时数据，动态闭环控制所述燃泵电机转速。
[0037]优选的，所述液氧甲烷姿控发动机组包括液氧甲烷推力器、液氧流量分配环和液甲烷流量分配环；
[0038]所述液氧甲烷推力器包括推力室、液氧电磁阀、液甲烷电磁阀和电火花塞；
[0039]所述液氧电磁阀和液甲烷电磁阀均设置有推进剂进口、推进剂出口和推进剂冷却口；
[0040]所述推进剂出口与所述推力室连通由阀芯开关动作控制推进剂供应或切断；
[0041]机组内各所述液氧电磁阀的推进剂进口和推进剂冷却口通过管路连通构成所述液氧流量分配环；
[0042]机组内各所述液甲烷电磁阀的推进剂进口和推进剂冷却口通过管路连通构成所述液甲烷流量分配环；
[0043]所述液氧流量分配环和液甲烷流量分配环采用真空夹套管结构。
[0044]优选的，该姿控动力系统还包括推进线路盒；
[0045]所述推进线路盒通过电缆与所述液氧甲烷推力器连接，接收箭载控制中心指令控制各液氧甲烷推力器的电火花塞、液氧电磁阀以及液甲烷电磁阀按照预设时序进行稳态与脉冲工作。
[0046]优选的，所述液氧单向流量调节阀和所述燃料单向流量调节阀，接收箭载控制中心指令电本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种基于电动泵的运载火箭姿控动力系统，其特征在于，包括液氧电动泵模块(3)、燃料电动泵模块(4)、液氧甲烷姿控发动机组(5)、液氧输送管道(9)和燃料输送管道(10)；运载火箭的液氧主输送管的一端连接运载火箭的液氧贮箱，液氧主输送管的另一端连接运载火箭的主发动机；所述液氧电动泵模块(3)的输入端通过液氧输送管道(9)连接液氧主输送管的姿控歧路入口；所述液氧电动泵模块(3)的输出端通过液氧输送管道(9)连接液氧甲烷姿控发动机组(5)的液氧输入端；所述液氧甲烷姿控发动机组(5)的液氧输出端通过液氧输送管道(9)连接液氧贮箱；运载火箭的液甲烷主输送管的一端连接运载火箭的液甲烷贮箱，液甲烷主输送管的另一端连接主发动机；所述燃料电动泵模块(4)的输入端通过燃料输送管道(10)连接液甲烷主输送管的姿控歧路入口；所述燃料电动泵模块(4)的输出端通过燃料输送管道(10)连接液氧甲烷姿控发动机组(5)的燃料输入端；所述液氧甲烷姿控发动机组(5)的燃料输出端通过燃料输送管道(10)连接液甲烷贮箱。2.根据权利要求1所述的基于电动泵的运载火箭姿控动力系统，其特征在于，该姿控动力系统还包括液氧截断阀(1)、燃料截断阀(2)、液氧单向流量调节阀(8)和燃料单向流量调节阀(7)；所述液氧截断阀(1)设置在液氧主输送管的姿控歧路入口与液氧电动泵模块(3)的输入端之间的液氧输送管道(9)上；所述燃料截断阀(2)设置在液甲烷主输送管的姿控歧路入口与燃料电动泵模块(4)的输入端之间燃料输送管道(10)上；所述液氧单向流量调节阀(8)设置在液氧甲烷姿控发动机组(5)的液氧输出端和液氧贮箱之间的液氧输送管道(9)上；所述燃料单向流量调节阀(7)设置在液氧甲烷姿控发动机组(5)的燃料输出端和液甲烷贮箱的燃料输送管道(10)上；所述液氧截断阀(1)和燃料截断阀(2)由运载火箭的箭载控制中心控制，用于姿控动力系统与主发动机的故障隔离。3.根据权利要求1所述的基于电动泵的运载火箭姿控动力系统，其特征在于，所述液氧电动泵模块(3)包括液氧离心泵(31)、氧泵电机(32)、氧泵排泄阀(33)、氧泵前压力温度测量模块、氧泵后压力温度测量模块和氧泵驱动控制与健康监测盒(36)；所述氧泵电机(32)控制液氧离心泵(31)运动；所述液氧离心泵(31)的输入端通过管路构成液氧电动泵模块(3)的输入端；所述液氧离心泵(31)的输出端通过管路构成液氧电动泵模块(3)的输出端；所述氧泵前压力温度测量模块设置在液氧离心泵(31)的输入端处的管路上；所述氧泵后压力温度测量模块设置在液氧离心泵(31)的输出端处的管路上；所述氧泵排泄阀(33)用于所述液氧离心泵(31)冷却排放和动密封泄漏排放；
所述氧泵驱动控制与健康监测盒(36)通过接收箭载控制中心指令驱动所述氧泵电机(32)运转，并实时监测电机转速、电流电压、电机温升和轴承振动信号进行故障诊断，同时采集所述氧泵前压力温度测量模块和氧泵后压力温度测量模块的实时数据，动态闭环控制所述氧泵电机(32)转速。4.根据权利要求3所述的基于电动泵的运载火箭姿控动力系统，其特征在于，所述燃料电动泵模块(4)包括燃料离心泵(41)、燃泵电机(42)、燃泵排泄阀(43)、燃泵前压力温度测量模块、燃泵后压力温度测量模块和燃泵驱动控制与健康监测盒(46)；所述燃泵电机(42)控制燃料离心泵(41)运动；所述燃料离心泵(41)的输入端通过管路构成燃料电动泵模块(4...

【专利技术属性】
技术研发人员：程诚，卜令杰，熊靖宇，杨明磊，袁磊，徐立峰，王吉星，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：