[發明專利]運載火箭姿控發動機溫度維持方法及系統

有效

• 申請號: 202010574314.8
• 申請日: 2020-06-22
• 公開（公告）號: CN111779594B
• 公開（公告）日: 2021-10-29
• 發明（設計）人: 韓沖;趙恒斌;徐立峰;葉勝
• 申請（專利權）人: 上海空間推進研究所
• 主分類號: F02K9/44
• 分類號: F02K9/44;F02K9/56;F02K9/95
• 代理公司: 上海段和段律師事務所 31334
• 代理人: 李佳俊;郭國中

本發明提供了一種運載火箭姿控發動機溫度維持方法及系統，包括：步驟S1：在火箭起飛前，對貯箱和推力室進行加溫；步驟S2：在火箭滑行階段，設置姿控發動機按預設間隔時間t1進行工作；步驟S3：在液路導管內，設置推進劑預設間隔時間t2進行置換推進劑，并復核推進劑的溫度；步驟S4：根據預設時間t1推力室進行推進劑的分解燃燒，完成身部溫度的維持。本發明取消了火箭飛行過程中的依靠電源加熱液路導管和推力室身部的傳統做法，降低了能源需求，具備重量輕、實現方便的優勢。

技術領域

本發明涉及運載火箭姿控發動機技術領域，具體地，涉及一種運載火箭姿控發動機溫度維持方法及系統。

背景技術

新一代載人運載火箭姿控發動機系統布置于火箭三級液氧箱后短殼部位，周邊環境最低達-45℃。如果不對姿控發動機推進劑進行加熱的話，推進劑有結冰的風險。而姿控發動機系統采用了HAN基發動機，受自身特點限制，推力室身部溫度達到120℃以上時才能可靠啟動。因此為了保證姿控發動機的可靠工作，需要做好推進劑和推力室的溫度保持。

現有技術一般采取是在貯箱上粘貼加熱片，在導管上布置加熱帶，在推力室身部安裝加熱器。火箭飛行前利用地面電源對貯箱和推力室加熱；在火箭長時間飛行過程中利用箭上電源對貯箱、導管和推力室加熱。火箭飛行過程中實施加熱，需要額外配電源，不僅增加了結構重量，還需要單獨的控制模塊，使得系統復雜，產品可靠性降低。

專利文獻CN104995374A(申請號：201480008916.X)公開了一種燃氣渦輪發動機，包括壓縮機段、燃燒器段和渦輪段，其在第一操作模式期間操作以產生動力輸出。熱量保持和分配系統被提供給所述發動機，其中在所述發動機停機之后，所述熱量保持系統在第二操作模式下操作，以在所述壓縮機段、所述燃燒器段和所述渦輪段中的每個的部件中維持升高的溫度，從而實現(1)部件的有效循環壽命消耗的減小并延長與有效循環壽命消耗相關聯的維修間隔，和(2)在非動力產生模式期間通過保持導葉承載件隨時間的較高溫度實現間隙和在周向取向上實現大部分靜止部件的更均勻的溫度。

發明內容

針對現有技術中的缺陷，本發明的目的是提供一種運載火箭姿控發動機溫度維持方法及系統。

根據本發明提供的運載火箭姿控發動機溫度維持方法，包括：

步驟S1：在火箭起飛前，對貯箱和推力室進行加溫；

步驟S2：在火箭滑行階段，設置姿控發動機按預設間隔時間t1進行工作；

步驟S3：在液路導管內，設置推進劑預設間隔時間t2進行置換推進劑，并復核推進劑的溫度；

步驟S4：根據預設時間t1推力室進行推進劑的分解燃燒，完成身部溫度的維持。

優選的，所述步驟S1包括：

步驟S1.1：設定貯箱和推力室加溫的目標溫度；

步驟S1.2：按照目標溫度完成火箭起飛前的加溫。

優選的，所述步驟S2包括：

在火箭滑行階段，根據推力室身部溫度降低的速率，計算姿控發動機工作的預設間隔時間t1。

優選的，所述步驟S3包括：

步驟S3.1：計算液路導管內容納的推進劑的質量，并根據姿控發動機在單位時間內消耗推進劑的質量，計算姿控發動機置換推進劑的預設間隔時間t2；

步驟S3.2：獲取實現推進劑沉底的姿控發動機的工作時間t3；

步驟S3.3：對姿控發動機工作的預設間隔時間t1進行微調，微調后與姿控發動機置換推進劑的預設間隔時間t2進行相加，得到姿控發動機工作的總間隔時間t4；

所述姿控發動機工作的總間隔時間t4與推進劑沉底的姿控發動機的工作時間t3不重疊。