阅读说明：本技术 运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统 (Carrier rocket attitude control engine temperature maintaining method and system ) 是由 韩冲 赵恒斌 徐立峰 叶胜 于 2020-06-22 设计创作，主要内容包括：本发明提供了一种运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统,包括：步骤S1：在火箭起飞前,对贮箱和推力室进行加温；步骤S2：在火箭滑行阶段,设置姿控发动机按预设间隔时间t1进行工作；步骤S3：在液路导管内,设置推进剂预设间隔时间t2进行置换推进剂,并复核推进剂的温度；步骤S4：根据预设时间t1推力室进行推进剂的分解燃烧,完成身部温度的维持。本发明取消了火箭飞行过程中的依靠电源加热液路导管和推力室身部的传统做法,降低了能源需求,具备重量轻、实现方便的优势。(The invention provides a method and a system for maintaining the temperature of a carrier rocket attitude control engine, which comprises the following steps: step S1: heating the storage tank and the thrust chamber before the rocket takes off; step S2: in the rocket sliding stage, setting an attitude control engine to work according to preset interval time t 1; step S3: setting a propellant preset interval time t2 in the liquid path guide pipe to replace the propellant and rechecking the temperature of the propellant; step S4: and decomposing and burning the propellant according to the preset time t1 in the thrust chamber to finish the maintenance of the body temperature. The invention cancels the traditional method of heating the liquid path conduit and the thrust chamber body by depending on the power supply in the rocket flying process, reduces the energy requirement, and has the advantages of light weight and convenient realization.)

运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统

技术领域

本发明涉及运载火箭姿控发动机技术领域，具体地，涉及一种运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统。

背景技术

新一代载人运载火箭姿控发动机系统布置于火箭三级液氧箱后短壳部位，周边环境最低达-45℃。如果不对姿控发动机推进剂进行加热的话，推进剂有结冰的风险。而姿控发动机系统采用了HAN基发动机，受自身特点限制，推力室身部温度达到120℃以上时才能可靠启动。因此为了保证姿控发动机的可靠工作，需要做好推进剂和推力室的温度保持。

现有技术一般采取是在贮箱上粘贴加热片，在导管上布置加热带，在推力室身部安装加热器。火箭飞行前利用地面电源对贮箱和推力室加热；在火箭长时间飞行过程中利用箭上电源对贮箱、导管和推力室加热。火箭飞行过程中实施加热，需要额外配电源，不仅增加了结构重量，还需要单独的控制模块，使得系统复杂，产品可靠性降低。

专利文献CN104995374A(申请号：201480008916.X)公开了一种燃气涡轮发动机，包括压缩机段、燃烧器段和涡轮段，其在第一操作模式期间操作以产生动力输出。热量保持和分配系统被提供给所述发动机，其中在所述发动机停机之后，所述热量保持系统在第二操作模式下操作，以在所述压缩机段、所述燃烧器段和所述涡轮段中的每个的部件中维持升高的温度，从而实现(1)部件的有效循环寿命消耗的减小并延长与有效循环寿命消耗相关联的维修间隔，和(2)在非动力产生模式期间通过保持导叶承载件随时间的较高温度实现间隙和在周向取向上实现大部分静止部件的更均匀的温度。

发明内容

针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统。

根据本发明提供的运载火箭姿控发动机温度维持方法，包括：

步骤S1：在火箭起飞前，对贮箱和推力室进行加温；

步骤S2：在火箭滑行阶段，设置姿控发动机按预设间隔时间t1进行工作；

步骤S3：在液路导管内，设置推进剂预设间隔时间t2进行置换推进剂，并复核推进剂的温度；

步骤S4：根据预设时间t1推力室进行推进剂的分解燃烧，完成身部温度的维持。

优选的，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：设定贮箱和推力室加温的目标温度；

步骤S1.2：按照目标温度完成火箭起飞前的加温。

优选的，所述步骤S2包括：

在火箭滑行阶段，根据推力室身部温度降低的速率，计算姿控发动机工作的预设间隔时间t1。

优选的，所述步骤S3包括：

步骤S3.1：计算液路导管内容纳的推进剂的质量，并根据姿控发动机在单位时间内消耗推进剂的质量，计算姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2；

步骤S3.2：获取实现推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3；

步骤S3.3：对姿控发动机工作的预设间隔时间t1进行微调，微调后与姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2进行相加，得到姿控发动机工作的总间隔时间t4；

所述姿控发动机工作的总间隔时间t4与推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3不重叠。

优选的，评估姿控发动机按预设间隔时间t1工作对推进剂消耗量的影响程度，在加注推进剂时进行相应消耗量的增加。

根据本发明提供的运载火箭姿控发动机温度维持系统，包括：

模块M1：在火箭起飞前，对贮箱和推力室进行加温；

模块M2：在火箭滑行阶段，设置姿控发动机按预设间隔时间t1进行工作；

模块M3：在液路导管内，设置推进剂预设间隔时间t2进行置换推进剂，并复核推进剂的温度；

模块M4：根据预设时间t1推力室进行推进剂的分解燃烧，完成身部温度的维持。

优选的，所述模块M1包括：

模块M1.1：设定贮箱和推力室加温的目标温度；

模块M1.2：按照目标温度完成火箭起飞前的加温。

优选的，所述模块M2包括：

在火箭滑行阶段，根据推力室身部温度降低的速率，计算姿控发动机工作的预设间隔时间t1。

优选的，所述模块M3包括：

模块M3.1：计算液路导管内容纳的推进剂的质量，并根据姿控发动机在单位时间内消耗推进剂的质量，计算姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2；

模块M3.2：获取实现推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3；

模块M3.3：对姿控发动机工作的预设间隔时间t1进行微调，微调后与姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2进行相加，得到姿控发动机工作的总间隔时间t4；

所述姿控发动机工作的总间隔时间t4与推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3不重叠。

优选的，评估姿控发动机按预设间隔时间t1工作对推进剂消耗量的影响程度，在加注推进剂时进行相应消耗量的增加。

与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

1、本发明取消了火箭飞行过程中的依靠电源加热液路导管和推力室身部的传统做法，降低了能源需求，具备重量轻、实现方便的优势；

2、本发明拓展性强，对于其他数小时飞行的运载火箭姿控发动机热控也有一定的借鉴意义；

3、本发明方法仅在火箭起飞前对贮箱和推力室加热；火箭长时间飞行过程，采用姿控发动机按预设时间工作的方式，解决了液路导管推进剂的置换和HAN基发动机身部温度维持的问题。

附图说明

通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：

图1为本发明方法流程图。

具体实施方式

下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。

实施例1：

根据本发明提供的运载火箭姿控发动机温度维持方法，包括：

步骤S1：在火箭起飞前，对贮箱和推力室进行加温；

步骤S2：在火箭滑行阶段，设置姿控发动机按预设间隔时间t1进行工作；

步骤S3：在液路导管内，设置推进剂预设间隔时间t2进行置换推进剂，并复核推进剂的温度；

步骤S4：根据预设时间t1推力室进行推进剂的分解燃烧，完成身部温度的维持。

优选的，所述步骤S1包括：

步骤S1.1：设定贮箱和推力室加温的目标温度；

步骤S1.2：按照目标温度完成火箭起飞前的加温。

优选的，所述步骤S2包括：

在火箭滑行阶段，根据推力室身部温度降低的速率，计算姿控发动机工作的预设间隔时间t1。

优选的，所述步骤S3包括：

步骤S3.1：计算液路导管内容纳的推进剂的质量，并根据姿控发动机在单位时间内消耗推进剂的质量，计算姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2；

步骤S3.2：获取实现推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3；

步骤S3.3：对姿控发动机工作的预设间隔时间t1进行微调，微调后与姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2进行相加，得到姿控发动机工作的总间隔时间t4；

所述姿控发动机工作的总间隔时间t4与推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3不重叠。

优选的，评估姿控发动机按预设间隔时间t1工作对推进剂消耗量的影响程度，在加注推进剂时进行相应消耗量的增加。

根据本发明提供的运载火箭姿控发动机温度维持系统，包括：

模块M1：在火箭起飞前，对贮箱和推力室进行加温；

模块M2：在火箭滑行阶段，设置姿控发动机按预设间隔时间t1进行工作；

模块M3：在液路导管内，设置推进剂预设间隔时间t2进行置换推进剂，并复核推进剂的温度；

模块M4：根据预设时间t1推力室进行推进剂的分解燃烧，完成身部温度的维持。

优选的，所述模块M1包括：

模块M1.1：设定贮箱和推力室加温的目标温度；

模块M1.2：按照目标温度完成火箭起飞前的加温。

优选的，所述模块M2包括：

在火箭滑行阶段，根据推力室身部温度降低的速率，计算姿控发动机工作的预设间隔时间t1。

优选的，所述模块M3包括：

模块M3.1：计算液路导管内容纳的推进剂的质量，并根据姿控发动机在单位时间内消耗推进剂的质量，计算姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2；

模块M3.2：获取实现推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3；

模块M3.3：对姿控发动机工作的预设间隔时间t1进行微调，微调后与姿控发动机置换推进剂的预设间隔时间t2进行相加，得到姿控发动机工作的总间隔时间t4；

所述姿控发动机工作的总间隔时间t4与推进剂沉底的姿控发动机的工作时间t3不重叠。

优选的，评估姿控发动机按预设间隔时间t1工作对推进剂消耗量的影响程度，在加注推进剂时进行相应消耗量的增加。

实施例2：

如图1所示，根据本发明提供的运载火箭姿控发动机温度方法，包括如下步骤：

步骤S1、通过计算，设计出贮箱和推力室加温的目标温度分别是32℃和200℃；在火箭发射前于地面展开贮箱和推力室的加温，使得地面电源断开时刻贮箱内的推进剂加热到32℃，推力室身部温度加热到200℃。

步骤S2、火箭滑行段开始前姿控发动机会进行预喷工作，身部温度会提升到350℃左右，经过计算0.5h会降低到170℃，将0.5h作为姿控发动机工作的预设时间；姿控发动液路导管可容纳2kg推进剂，按照发动机流量，可计算出姿控发动机单次工作时间1s。火箭飞行过程中，贮箱内推进剂温度基本不变，始终保持在30℃以上，按照0.5h的预设时间，管路内推进剂一直保持在0℃以上；经复核飞行时序，0.5h预设时间可与沉底功能发动机工作时刻错开。

步骤S3、每0.5h管路内推进剂完成一次置换，管路内推进剂一直保持在0℃以上。

步骤S4、每0.5h推力室完成一次工作，推力室身部一直保持在170℃以上。

本发明以新一代载人运载火箭姿控发动机系统为应用实例，取消了飞行过程中液路导管加温所需加热带和推力室加温所需凯装加热器，以及电源模块、控制模块，间接减重30kg。考虑到由于滑行段为4h，按照0.5h的预设时间，姿控发动机需要额外工作7次，消耗推进剂14kg。因此本实施例最终减重16kg，并且实现了系统简化。

本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统、装置及其各个模块以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统、装置及其各个模块以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同程序。所以，本发明提供的系统、装置及其各个模块可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种程序的模块也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的模块视为既可以是实现方法的软件程序又可以是硬件部件内的结构。

以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。