阅读说明：本技术 一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法 (Final-stage passivation method for liquid oxygen kerosene of carrier rocket ) 是由 宁国富 杨赧 朱亮聪 杨帆 冯继航 洪刚 张亮 辛高波 李红兵 常东方 于 2021-06-11 设计创作，主要内容包括：本发明涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法,在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；首先运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿；箭体调姿结束后,进行机动离轨；机动离轨结束后,利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放；然后贮箱增压气瓶排气降压；主发动机吹除气瓶排气降压；主发动机控制气瓶排气降压,辅助动力系统持续工作,对末级进行姿态控制,消耗辅助动力系统剩余姿控推进剂。最后箭上电池持续工作,对末级电气设备进行供电,消耗剩余电池电量。本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理,确保末级火箭在轨不解体,并与卫星运行轨道有足够的安全距离,箭上不需新增阀门和管路。(The invention relates to a final-stage passivation method for carrier rocket liquid oxygen kerosene, wherein a main engine passivation electromagnetic valve is arranged on a main engine control gas cylinder; firstly, separating the last stage of the carrier rocket from the satellite and then adjusting the posture of the rocket body; after the arrow body posture adjustment is finished, maneuvering derailing is carried out; after the motor off-track operation is finished, propellant in the liquid oxygen storage tank and the kerosene storage tank is discharged by utilizing a valve of the main engine; then the storage tank pressurization gas cylinder exhausts and reduces the pressure; the main engine blows the gas cylinder to exhaust and reduce the pressure; the main engine controls the gas cylinder to exhaust and reduce the pressure, the auxiliary power system continuously works to control the attitude of the final stage, and the residual attitude control propellant of the auxiliary power system is consumed. And finally, the battery on the arrow continuously works to supply power to the final-stage electrical equipment, so that the residual battery power is consumed. The invention can realize the passivation treatment of the final rocket by adopting the liquid oxygen kerosene propellant, ensure that the final rocket is not disintegrated in orbit, have enough safety distance with the satellite orbit, and do not need to add valves and pipelines on the rocket.)

一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法

技术领域

本发明属于运载火箭设计领域，涉及一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法。

背景技术

随着人类空间活动的增加，近地轨道碎片日益增多，若其数量达到饱和状态，将使碎片与卫星碰撞的概率增大到不可接受的范围，甚至可能产生碰撞连锁反应，严重威胁在轨运行航天器的安全，对运载火箭末级进行钝化是减少空间碎片产生的重要措施。

运载火箭末级钝化主要是通过排空剩余推进剂和高压气源、耗尽电池能量等手段，尽量减小在轨解体可能性，具体实施方法与末级发动机系统、增压输送系统、电气系统等关联度较高。目前我国对常规推进剂末级和液氢液氧末级的钝化方案研究较多，且经过飞行试验验证，但对采用液氧煤油推进剂的末级钝化方案研究极少。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法。

本发明解决技术的方案是：

一种运载火箭液氧煤油末级钝化方法，该方法的步骤包括：

步骤1、在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀；

步骤2、运载火箭末级与卫星分离后进行箭体调姿，使主发动机推力沿飞行速度反方向；

步骤3、箭体调姿结束后，利用安装在运载火箭末级的姿控正推发动机进行机动离轨；

步骤4、机动离轨结束后，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放，液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂同时排放；

步骤5、打开液氧贮箱和煤油贮箱的增压电磁阀，增压气瓶内的气体进入液氧贮箱和煤油贮箱，并通过主发动机的阀门排出；

步骤6、打开主发动机吹除电磁阀，主发动机吹除气瓶内的气体进入主发动机，降低主发动机吹除气瓶压力；

步骤7、液氧贮箱内推进剂排放一段时间，打开主发动机钝化电磁阀，主发动机控制气瓶排气降压；

步骤8、辅助动力系统持续工作，对运载火箭末级进行姿态控制，消耗姿控推进剂；

步骤9、箭上电池对运载火箭末级的电气设备持续供电，消耗剩余电池电量。

所述的步骤3中，姿控正推发动机采用工作一段时间、滑行一段时间的组合模式，以节省正推推进剂用量。

所述的步骤4中，机动离轨结束的标志为星箭之间距离不小于1km，确保推进剂排放对卫星无污染和安全性问题。

步骤4中，利用主发动机的阀门进行液氧贮箱和煤油贮箱内的推进剂排放，具体实现方法为：液氧贮箱内的液氧利用主发动机预冷回流阀进行排放，煤油贮箱内的煤油利用主发动机燃料排放阀进行排放。

主发动机预冷回流阀、主发动机燃料排放阀、增压电磁阀、主发动机吹除电磁阀以及主发动机钝化电磁阀打开后均不再关闭。

步骤6中，主发动机吹除气瓶排气持续时间根据主发动机地面试验情况确定。

本发明与现有技术相比的有益效果是：

本发明可以实现采用液氧煤油推进剂的末级火箭钝化处理，确保末级火箭在轨不解体，并与卫星运行轨道有足够的安全距离，箭上不需新增阀门和管路，具有简化箭上设计、提高经济性和可靠性等有益效果。

附图说明

图1是本发明末级调姿示意图；

图2是本发明末级箭上钝化对象布置图；

图中：1.运载火箭末级，2.卫星，3.主发动机，4.姿控正推发动机，5.液氧贮箱，6.主发动机预冷回流阀，7.煤油贮箱，8.主发动机燃料排放阀，9.电池，10.主发动机控制气瓶，11.贮箱增压气瓶，12.增压电磁阀，13.主发动机吹除气瓶，14.主发动机吹除电磁阀，15.主发动机钝化电磁阀，16.辅助动力系统肼瓶。

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步阐述。

图1为本发明末级调姿示意图，运载火箭1与卫星2分离后进行箭体调姿，使主发动机3推力基本沿飞行速度反方向。

图2为本发明末级箭上钝化对象布置图，需要采取钝化处理的对象包括液氧贮箱5内的液氧、煤油贮箱7内的煤油、贮箱增压气瓶11、主发动机吹除气瓶13、主发动机控制气瓶10、辅助动力系统16和电池9，其中液氧贮箱5内的液氧、煤油贮箱7内的煤油、贮箱增压气瓶11内的气体通过主发动机3的相关阀门排出，主发动机吹除气瓶13、主发动机控制气瓶10内的气体通过主发动机3的相关阀门排出，辅助动力系统16剩余姿控推进剂和电池9剩余电量通过持续工作进行消耗。

根据本发明，运载火箭液氧煤油末级钝化方法包括如下步骤：

步骤1.在主发动机控制气瓶上安装主发动机钝化电磁阀。

步骤2.箭体调姿：如图1所示，运载火箭末级1与卫星2分离后进行箭体调姿，使主发动机3推力基本沿飞行速度反方向，为实施步骤2做好准备。

步骤3.机动离轨：调姿结束后利用安装在末级1的姿控正推发动机4进行机动离轨，降低末级1运行轨道高度，确保与卫星2的安全距离，姿控正推发动机4采用工作一段时间、滑行一段时间的组合模式，节省正推推进剂用量。

姿控正推发动机采用工作一段时间、滑行一段时间的组合模式，目的是节省正推推进剂用量。如采用工作40s、滑行175s的组合。

步骤4.箱内推进剂排放：离轨结束后利用主发动机3的阀门进行贮箱内推进剂排放。液氧贮箱5内的液氧利用主发动机预冷回流阀6进行排放，煤油贮箱7内的煤油利用主发动机燃料排放阀8进行排放，液氧和煤油同时排放，节省排放时间。打开后，以上两个阀门不再关闭，直至电池9耗尽或主发动机控制气瓶10压力降至无法维持打开状态。

离轨结束的标志为星箭之间距离不小于1km，此时排放推进剂对卫星无污染和安全性问题。利用主发动机的阀门进行贮箱内推进剂排放，目的是不增加箭上阀门和管路，提高经济性和可靠性。

步骤5.贮箱增压气瓶11排气降压：打开液氧贮箱5和煤油贮箱7的增压电磁阀12，增压气瓶11内的气体进入液氧贮箱5和煤油贮箱7，并通过主发动机预冷回流阀6和主发动机燃料排放阀8排出，降低贮箱增压气瓶11压力，增压电磁阀12不再关闭。

步骤6.主发动机吹除气瓶13排气降压：打开主发动机吹除电磁阀14，主发动机吹除气瓶13内的气体进入主发动机3，降低主发动机吹除气瓶13压力，主发动机吹除电磁阀14不再关闭。

主发动机吹除气瓶排气持续时间，需根据主发动机地面试验情况确定。一个实施例是该时间为不小于270s。

步骤7.主发动机控制气瓶10排气降压：贮箱内推进剂排放一段时间，打开主发动机钝化电磁阀15，控制气瓶10内的气体排出，降低主发动机控制气瓶10压力，钝化电磁阀15不再关闭。

推进剂排放时间，需根据排放流量和贮箱内剩余推进剂质量进行计算确定，液氧贮箱内推进剂排放时间

步骤8.辅助动力系统持续工作，对运载火箭末级1进行姿态控制，消耗辅助动力系统肼瓶16剩余姿控推进剂。

步骤9.箭上电池9持续工作，对末级1电气设备进行供电，消耗剩余电池电量。

专业技术人员可以对每个特定的应用来使用不同方法来实现所描述的功能，但是这种实现不应认为超出本发明的范围。显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包括这些改动和变型在内。