火星上升飞行器用固液混合发动机及方法
阅读说明：本技术 火星上升飞行器用固液混合发动机及方法 (Solid-liquid mixed engine and method for Mars ascending aircraft ) 是由 刘林林 何翔 季祯 王印 胡松启 于 2021-06-19 设计创作，主要内容包括：本发明一种火星上升飞行器用固液混合发动机及方法,属于航天推进技术领域；包括推力室、氧化剂供给系统和推力矢量控制系统；氧化剂供给系统包括氧化剂储箱、挤压式氧化剂供给子系统和泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统；挤压式氧化剂供给子系统通过挤压的方式向推力室输入氧化剂,泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统通过膨胀循环向推力室输入氧化剂；所述推力矢量控制系统通过开闭不同二次流管路上的控制阀,调节进入喷管的氧化亚氮流量大小,实现推力矢量控制和上升器姿态的调整。本发明采用超低温力学性能优越的石蜡燃料和低冰点、高饱和蒸汽压的氧化亚氮作为推进剂,解决了固体、液体发动机无法适应火星极端温差和难以长期储存等问题。(The invention relates to a solid-liquid mixed engine and a method for a Mars rising aircraft, belonging to the technical field of aerospace propulsion; the device comprises a thrust chamber, an oxidant supply system and a thrust vector control system; the oxidant supply system comprises an oxidant storage tank, an extrusion type oxidant supply subsystem and a pumping pressure type expansion circulation oxidant supply subsystem; the extrusion type oxidant supply subsystem inputs oxidant into the thrust chamber in an extrusion mode, and the pumping pressure type expansion circulation oxidant supply subsystem inputs oxidant into the thrust chamber through expansion circulation; the thrust vector control system regulates the flow of nitrous oxide entering the spray pipe by opening and closing control valves on different secondary flow pipelines, so that thrust vector control and riser posture adjustment are realized. The invention adopts paraffin fuel with excellent ultralow temperature mechanical properties and nitrous oxide with low freezing point and high saturated vapor pressure as propellant, and solves the problems that solid and liquid engines cannot adapt to extreme temperature difference of sparks and are difficult to store for a long time and the like.)
技术领域
本发明属于航天推进
技术领域
，具体涉及一种火星上升飞行器用固液混合发动机及方法。背景技术
火星是太阳系中最近似地球的天体，是当前行星探测的重点。自20世纪60年代起，人类已成功向火星表面发射多枚探测器，但是，探测器携带的科学仪器已无法满足当前科学界的研究需求。因此，迫切需要开展火星表面样品返回工作。样品返回任务可分为以下几步：1)向火星表面发射探测器，进行取样；2)火星上升飞行器将样品送至火星轨道；3)火星轨道飞行器携带样品返回地球。
火星上升飞行器是样品返回任务的关键，但火星表面环境恶劣，平均温度-63℃，冬季最低温度可达-133℃。目前应用较多的固体和液体火箭发动机均无法适应该温度条件，固体火箭发动机采用的推进剂玻璃化转变温度约为-70℃，推进剂在极端低温下会出现断裂、变形等问题，使得发动机无法正常工作，为解决推进剂断裂问题，需对上升器整体进行保温，这使得样品返回任务成本大幅增加；液体火箭发动机常采用的推进剂，具有高冰点、低饱和蒸气压等特性，无法长时间储存，亦无法用作火星上升飞行器发动机。
固液混合发动机氧化剂输送方式分为挤压式和泵压式，挤压式氧化剂输送系统不适合在高室压、长时间工作的发动机中应用；而泵压式氧化剂输送系统在大流量调节比状态下，涡轮泵性能会出现降低。基于此，北京航空航天大学俞南嘉、张源俊等人发表的名为《固液火箭发动机电动泵输送系统》的专利，该发明专利申请号为201710618855.4，提出了以电动机驱动泵增压，由流量调节阀控制流量，通过调节泵的转速和流量调节阀，保证氧化剂能够以稳定的压力和流量供给至燃烧室。北京航空航天大学朱浩等人在航空动力学报中发表的名为《泵压式固液火箭发动机系统仿真与优化设计》的文章中，提出了一种基于过氧化氢催化分解产生的高温工质驱动涡轮泵的泵压式氧化剂输送系统，该系统相较于挤压式输送系统体积减小20％。
发明内容
要解决的技术问题：
为了避免现有技术的不足之处，本发明提出一种火星上升飞行器用固液混合发动机，发动机以石蜡燃料/氧化亚氮作为推进剂。石蜡燃料玻璃化转变温度极低，在火星环境温度下能够保持较好的力学性能，氧化亚氮具有高饱和蒸气压、低冰点的特性，可在低温下长期储存。同时石蜡燃料/氧化亚氮固液混合发动机理论比冲可达3100N·s·kg-1，平均推力可达3400N，满足火星上升飞行器的任务需求。
本发明的技术方案是：一种火星上升飞行器用固液混合发动机，包括推力室；其特征在于：还包括和所述推力室连接的氧化剂供给系统和推力矢量控制系统；
所述氧化剂供给系统包括氧化剂储箱1、挤压式氧化剂供给子系统和泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统；所述氧化剂储箱1设置于推力室上方，所述挤压式氧化剂供给子系统通过挤压的方式向推力室输入氧化剂，泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统通过膨胀循环向推力室输入氧化剂；
所述挤压式氧化剂供给子系统包括高压氦气储箱5、增压管路28和挤压供给管路29；多个高压氦气储箱5设置于推力室的外围，其出口通过管道相互连通，并通过增压管路28与氧化剂储箱1连通；所述增压管路28的出口伸入氧化剂储箱1内，并延伸至氧化剂储箱1的内部上方，用于将高压氦气储箱5内的氦气通入氧化剂储箱1的内部上方，给于氧化剂向下的压力；氧化剂储箱1的输出口通过挤压供给管路29与推力室连通，将挤压输出的氧化剂输入推力室，与燃烧室内的石蜡燃料11燃烧；
所述泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统包括涡轮泵2、第一冷却循环管路31、涡轮泵排气管路33、第一泵压供给管路34、第二冷却循环管路41、第二泵压供给管路35；所述第一冷却循环管路31的上端与氧化剂储箱1连通，下端与推力室的喷管夹层连通，将氧化剂输入到喷管夹层内；所述第二冷却循环管路41的上端与涡轮泵2连通，下端与推力室的喷管夹层连通，将经由喷管夹层加热后的氧化剂输入涡轮泵2，涡轮膨胀做功，驱动涡轮泵2工作；所述涡轮泵2设置于推力室的上方，入口通过第一泵压供给管路34与氧化剂储箱1连通，出口通过第二泵压供给管路35与推力室连通；涡轮泵2被启动后将氧化剂输入至推力室，与燃烧室内的石蜡燃料11燃烧，同时，驱动涡轮泵工作的氧化剂通过涡轮泵排气管路33进入燃烧室参与燃烧；
所述推力矢量控制系统包括矢量控制流量调节器27、推力矢量控制管路30和二次流管路32；所述推力矢量控制管路30的上端与氧化剂储箱1连通，下端与二次流管路32连通，多个所述二次流管路32沿周向设置于推力室喷管的扩张段外围，并与推力室喷管的扩张段沿周向开设的多个喷射口连通，通过开闭不同二次流管路32上的控制阀，调节进入喷管扩张段的氧化亚氮流量大小，实现推力矢量控制和上升器姿态的调整。
本发明的进一步技术方案是：所述推力室包括硼/硝酸钾点火器3、推力室壳体6、再生冷却喷管7、喷注器8、前燃烧室9、前燃烧室绝热层10、石蜡药柱11、燃烧室12、燃烧室绝热层13、后燃烧室绝热层14、后燃烧室15；在前燃烧室处布置有2个硼/硝酸钾点火器3；喷注器8采用水力损失小的多孔直流式喷注器；前燃烧室9进一步将氧化剂雾化分散，在前燃烧室9壁面处安装有前燃烧室绝热层10，对推力室壳体6进行热防护；燃烧室12的外周面包覆有燃烧室绝热层13和推力室壳体6，石蜡燃料11置于燃烧室内，其低温力学性能能够适应火星表面温度环境；为提高燃烧效率，设计有后燃烧室15，在后燃烧室壁面处安装有后燃烧室绝热层14；喷管采用再生冷却喷管7，其外壁是由双层壁构成的夹层结构，利用液体氧化亚氮在夹层内的对流冷却实现喷管热防护。
本发明的进一步技术方案是：所述推力室前端盖4安装于推力室上端，其上安装有2个硼/硝酸钾点火器3，用于实现发动机点火。
本发明的进一步技术方案是：所述挤压式氧化剂供给子系统还包括加注排出阀16、减压阀17、增压控制阀19、挤压系统控制阀23、挤压系统流量调节器25；加注排出阀16设置于多个高压氦气储箱5相互连通的管路外端，用于向高压氦气储箱5内充装氦气；减压阀17和增压控制阀19设置于增压管路28上，用于控制增压管路28输出气体压力；挤压系统控制阀23和挤压系统流量调节器25设置于挤压供给管路29上，用于控制氧化剂输出及流量调节；
本发明的进一步技术方案是：所述泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统还包括单向阀18、冷却循环管路控制阀20、循环回路管路控制阀22、泵压系统控制阀24、冷却循环流量调节器26；单向阀18设置于涡轮泵排气管路33上，防止氧化剂回流；冷却循环管路控制阀20和冷却循环流量调节器26设置于第一冷却循环管路31上，用于氧化剂的输出与流量调节；循环回路管路控制阀22设置于第二冷却循环管路41上，泵压系统控制阀24设置于第一泵压供给管路34上，均用于控制氧化剂输入。
本发明的进一步技术方案是：所述高压氦气储箱5的数量为4个，沿周向均布于推力室壳体6的外围，用于向氧化剂储箱增压。
本发明的进一步技术方案是：所述二次流管路32为L型管，其长臂端沿着喷管扩张段的轴向设置于喷管外壁面，其短臂端插入喷管的喷嘴；多个长臂的上端通过环形管道连通后再与推力矢量控制管路30连通。
本发明的进一步技术方案是：所述二次流管路32的数量为4个，沿周向均布。
本发明的进一步技术方案是：所述推力矢量控制系统还包括二次流管路控制阀21，通过二次流管路控制阀21通知各二次流管路32的通断。
一种火星上升飞行器用固液混合发动机的氧化剂供给方法，其特征在于具体步骤如下：
步骤一：当发动机待机指令下达后打开增压控制阀19，向氧化剂储箱1内增压，系统进入待机状态；
步骤二：正式工作指令下达后，硼/硝酸钾点火器3启动，产生高温燃气，0.5s后挤压系统控制阀23开启，石蜡燃料11在高温燃气和氧化亚氮的作用下点燃，发动机点火启动完成，此时发动机采用挤压式氧化剂供给方式；
步骤三：点火启动后打开冷却循环管路控制阀20和循环回路管路控制阀22，氧化亚氮流经再生冷却喷管7内的夹层吸热后，进入涡轮，涡轮泵2启动，并打开泵压系统控制阀24，涡轮泵2从氧化剂储箱1内吸取氧化亚氮，供给至推力室；涡轮泵平稳工作，监测燃烧室压强稳定之后，关闭挤压系统控制阀23，此时发动机采用膨胀循环式氧化剂供给方式；
步骤四：若上升器飞行过程需进行某一方向上姿态调节，打开四组二次流管路32上的某一个或某两个二次流管路控制阀21，并通过矢量控制流量调节器27控制进入喷管扩张段氧化剂的流量大小，氧化亚氮进入喷管扩张段之后，快速雾化蒸发，并与燃气混合，对超音速燃气流进行干扰产生斜激波，使超音速燃气流方向偏转，产生侧向力，实现上升器姿态调整。
有益效果
本发明的有益效果在于：
1)本发明所设计的固液混合发动机，采用超低温力学性能优越的石蜡燃料和低冰点、高饱和蒸汽压的氧化亚氮作为推进剂，解决了固体、液体发动机无法适应火星极端温差和难以长期储存等问题；
2)本发明所设计的固液混合发动机氧化剂供给系统，将挤压式和泵压式两种氧化剂供给系统相结合，解决了由于火星环境温度较低，导致氧化亚氮蒸气压较低，单纯依靠氧化亚氮蒸气压无法使膨胀循环供给系统平稳启动的问题；
3)本发明所提出的固液混合发动机氧化剂供给系统，利用了挤压式氧化剂供给方式系统响应快的优点，能使发动机推力室快速建压，达到稳定工作状态，而后转为泵压式氧化剂供给方式，利用了泵压式氧化剂供给方式工作状态稳定，能有效避免挤压式氧化剂供给方式在发动机工作过程中，推力室压降过大的问题，经过对本发明所采用的硼/硝酸钾点火器点火药成气率的计算，0.5s时推力室内硼/硝酸钾燃气浓度达到最高，最有利于发动机启动；
4)本发明所设计的固液混合发动机氧化剂供给系统，利用氧化剂吸收高温燃气向喷管壁面传递的热量，产生的高温工驱动涡轮泵工作，提高了发动机的能量利用率，同时氧化剂蒸发吸热，对喷管壁面进行冷却，可防止喷管烧蚀；
5)本发明所采用的的推力矢量控制系统，通过控制阀和流量调节器将具有一定压力的氧化亚氮喷入喷管扩张段内，对超音速燃气流进行干扰，达到推力矢量控制的目的。该推力矢量控制系统只需控制阀门和流量调节器协调工作，具有很好的时间响应性，该控制系统用于固定喷管，使喷管结构得到简化。具体为，在上升器飞行过程需进行某一方向上姿态调节，打开四组二次流管路32上的某一个或某两个二次流管路控制阀21，并通过矢量控制流量调节器27控制进入喷管扩张段氧化剂的流量大小，氧化亚氮进入喷管扩张段之后，快速雾化蒸发，并与燃气混合，对超音速燃气流进行干扰产生斜激波，使超音速燃气流方向偏转，产生侧向力，实现上升器姿态调整。经计算，每一方向上可最大控制上升器矢量偏转3°。
附图说明
图1为本发明所述的固液混合发动机系统图；
图2为本发明所述的固液混合发动机结构图；(1)为主视图，(2)主剖视图，(3)右剖视图；
图3为本发明所述的固液混合发动机局部管路结构图；(1)为供给管路结构图；(2)推力矢量控制管路结构图。
附图标记说明：1.氧化剂储箱、2.涡轮泵、3.硼/硝酸钾点火器、4.推力室前端盖、5.高压氦气储箱、6.推力室壳体、7.再生冷却喷管、8.喷注器、9.前燃烧室、10.前燃烧室绝热层、11.石蜡药柱、12.燃烧室、13.燃烧室绝热层、14.后燃烧室绝热层、15.后燃烧室、16.加注排出阀、17.减压阀、18.单向阀、19.增压控制阀、20.冷却循环管路控制阀、21.二次流管路控制阀、22.循环回路管路控制阀、23.挤压系统控制阀、24.泵压系统控制阀、25.挤压系统流量调节器、26.冷却循环流量调节器、27.矢量控制流量调节器、28.增压管路、29.挤压供给管路、30.推力矢量控制管路、31.第一冷却循环管路、32.二次流管路、33.涡轮泵排气管路、34.第一泵压供给管路、35.第二泵压供给管路、41.第二冷却循环管路。
具体实施方式
下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“长度”、“宽度”、“厚度”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”、“顺时针”、“逆时针”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明的限制。
参照图1-3所示，本发明一种火星上升飞行器用固液混合发动机，包括推力室、氧化剂供给系统和推力矢量控制系统；
所述氧化剂供给系统包括氧化剂储箱1、挤压式氧化剂供给子系统和泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统；所述氧化剂储箱1设置于推力室上方，所述挤压式氧化剂供给子系统通过挤压的方式向推力室输入氧化剂，泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统通过膨胀循环向推力室输入氧化剂；
所述挤压式氧化剂供给子系统包括高压氦气储箱5、增压管路28和挤压供给管路29；多个高压氦气储箱5设置于推力室的外围，其出口通过管道相互连通，并通过增压管路28与氧化剂储箱1连通；所述增压管路28的出口伸入氧化剂储箱1内，并延伸至氧化剂储箱1的内部上方，用于将高压氦气储箱5内的氦气通入氧化剂储箱1的内部上方，给于氧化剂向下的压力；氧化剂储箱1的输出口通过挤压供给管路29与推力室连通，将挤压输出的氧化剂输入推力室，与燃烧室内的石蜡燃料11燃烧；
所述挤压式氧化剂供给子系统还包括加注排出阀16、减压阀17、增压控制阀19、挤压系统控制阀23、挤压系统流量调节器25；加注排出阀16设置于多个高压氦气储箱5相互连通的管路外端，用于向高压氦气储箱5内充装氦气；减压阀17和增压控制阀19设置于增压管路28上，用于控制增压管路28输出气体压力；挤压系统控制阀23和挤压系统流量调节器25设置于挤压供给管路29上，用于控制氧化剂输出及流量调节。
所述泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统包括涡轮泵2、第一冷却循环管路31、涡轮泵排气管路33、第一泵压供给管路34、第二泵压供给管路35、第二冷却循环管路41；所述第一冷却循环管路31的上端与氧化剂储箱1连通，下端与推力室的喷管夹层连通，将输入到喷管夹层内；所述第二冷却循环管路41的上端与涡轮泵2连通，下端与推力室的喷管夹层连通，将经由喷管夹层加热后的氧化剂输入涡轮泵2，涡轮膨胀做功，驱动涡轮泵2工作；所述涡轮泵2设置于推力室的上方，入口通过第一泵压供给管路34与氧化剂储箱1连通，出口通过第二泵压供给管路35与推力室连通；涡轮泵2被启动后将氧化剂输入至推力室，与燃烧室内的石蜡燃料11燃烧，同时，驱动涡轮泵工作的氧化剂通过涡轮泵排气管路33进入燃烧室参与燃烧，；
所述泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统还包括单向阀18、冷却循环管路控制阀20、循环回路管路控制阀22、泵压系统控制阀24、冷却循环流量调节器26；单向阀18设置于涡轮泵排气管路33上，防止氧化剂回流；冷却循环管路控制阀20和冷却循环流量调节器26设置于第一冷却循环管路31上，用于氧化剂的输出与流量调节；循环回路管路控制阀22设置于第二冷却循环管路41上，泵压系统控制阀24设置于第一泵压供给管路34上，均用于控制氧化剂输入。
所述推力矢量控制系统包括矢量控制流量调节器27、推力矢量控制管路30和二次流管路32；所述推力矢量控制管路30的上端与氧化剂储箱1连通，下端与二次流管路32连通，多个所述二次流管路32沿周向设置于推力室喷管的扩张段外围，并与推力室喷管的扩张段沿周向开设的多个喷射口连通，通过开闭不同二次流管路32上的控制阀，调节进入喷管扩张段的氧化亚氮流量大小，实现推力矢量控制和上升器姿态的调整。
所述推力室包括硼/硝酸钾点火器3、推力室壳体6、再生冷却喷管7、喷注器8、前燃烧室9、前燃烧室绝热层10、石蜡药柱11、燃烧室12、燃烧室绝热层13、后燃烧室绝热层14、后燃烧室15；在前燃烧室处布置有2个硼/硝酸钾点火器3；喷注器8采用水力损失小的多孔直流式喷注器；前燃烧室9进一步将氧化剂雾化分散，在前燃烧室9壁面处安装有前燃烧室绝热层10，对推力室壳体6进行热防护；燃烧室12的外周面包覆有燃烧室绝热层13和推力室壳体6，石蜡燃料11置于燃烧室内，其低温力学性能能够适应火星表面温度环境；为提高燃烧效率，设计有后燃烧室15，在后燃烧室壁面处安装有后燃烧室绝热层14；喷管采用再生冷却喷管7，其外壁是由双层壁构成的夹层结构，利用液体氧化亚氮在夹层内的对流冷却实现喷管热防护。所述推力室前端盖4安装于推力室上端，其上安装有2个硼/硝酸钾点火器4，用于实现发动机点火。
实施例：
本发明“火星上升飞行器用固液混合发动机”包括：氧化剂储箱1、涡轮泵2、硼/硝酸钾点火器3、推力室前端盖4、高压氦气储箱5、推力室壳体6、再生冷却喷管7、喷注器8、前燃烧室9、前燃烧室绝热层10、石蜡药柱11、燃烧室12、燃烧室绝热层13、后燃烧室绝热层14、后燃烧室15、加注排出阀16、减压阀17、单向阀18、增压控制阀19、冷却循环管路控制阀20、二次流管路控制阀21、循环回路管路控制阀22、挤压系统控制阀23、泵压系统控制阀24、挤压系统流量调节器25、冷却循环流量调节器26、矢量控制流量调节器27、增压管路28、挤压供给管路29、推力矢量控制管路30、第一冷却循环管路31、二次流管路32、涡轮泵排气管路33、第一泵压供给管路34、第二泵压供给管路35、第二冷却循环管路41。
挤压式氧化剂供给子系统装配：增压管路28将四个高压氦气储箱5相联通，在管路28一端安装有加注排出阀16，用于向高压氦气储箱5内充装氦气，增压管路28另一端通入氧化剂储箱1内，在增压管路28上安装有增压控制阀19和减压阀17。挤压供给管路29将氧化剂储箱1与推力室相连通，用于实现将氧化剂输送至推力室中，挤压供给管路29上安装有挤压系统控制阀23和挤压系统流量调节器25，实现进入推力室氧化剂流量管理。在氧化剂储箱上另接有以加注排出阀，实现氧化剂的充装。
泵压式膨胀循环氧化剂供给子系统装配：第一冷却循环管路31将氧化剂储箱1、再生冷却喷管7和涡轮泵2相连通，作用在于，将低温氧化剂引入再生冷却喷管7夹层内，实现对喷管的主动式热防护，吸热后的高温氧化剂引至涡轮内膨胀做功，推动涡轮泵2工作，涡轮将膨胀后的氧化亚氮气体通过涡轮泵排气管路33排入推力室内，涡轮泵排气管路33上安装有单向阀18，防止氧化剂回流。第一泵压供给管路34和第二泵压供给管路35分别将氧化剂储箱1、涡轮泵2和推力室相连通，涡轮泵吸取氧化剂以一定压力供给至推力室。
推力矢量控制系统装配：推力矢量控制管路30一端与氧化剂储箱1连接，另一端连接分流器，分流器引出四路二次流管路32，与再生冷却喷管7扩张段的四个喷射口相连接，将氧化剂引至喷管扩张段，每根二次流管路上安装有矢量控制流量调节器27和二次流管路控制阀21，通过开闭不同的二次流管路并调节氧化剂流量大小，实现推力矢量控制和上升器姿态调整。
在发动机装配完成之后，通过增压管路28上的加注排出阀16向高压氦气储箱5内充装高压氦气，要求高压氦气储箱5内压强不低于10MPa。通过氧化剂储箱1上的加注排出阀向储箱内充装氧化亚氮液体，质量应不低于238kg。
本实施例的具体操作：
当发动机待机指令下达后打开增压控制阀19，向氧化剂储箱1内增压，系统进入待机状态。正式工作指令下达后，硼/硝酸钾点火器3启动，产生高温燃气，0.5s后挤压系统控制阀23开启，石蜡燃料11在高温燃气和氧化亚氮的作用下点燃，发动机点火启动完成，此时发动机采用挤压式氧化剂供给方式。点火启动后打开冷却循环管路控制阀20和循环回路管路控制阀22，氧化亚氮流经再生冷却喷管7内的夹层吸热后，进入涡轮，涡轮泵2启动，并打开泵压系统控制阀24，涡轮泵2从氧化剂储箱1内吸取氧化亚氮，供给至推力室。涡轮泵平稳工作，监测燃烧室压强稳定之后，关闭挤压系统控制阀23，此时发动机采用膨胀循环式氧化剂供给方式。通过调节冷却循环流量调节器26，对进入再生冷却喷管7夹层内的氧化亚氮进行流量管理，实现涡轮泵2的转速控制，保证氧化剂稳定供给至推力室。
若上升器飞行过程需进行某一方向上姿态调节，打开四组二次流管路32上的某一个或某两个二次流管路控制阀21，并通过矢量控制流量调节器27控制进入喷管扩张段氧化剂的流量大小，氧化亚氮进入喷管扩张段之后，快速雾化蒸发，并与燃气混合，对超音速燃气流进行干扰产生斜激波，使超音速燃气流方向偏转，产生侧向力，实现上升器姿态调整。经计算，每一方向上可最大控制上升器矢量偏转3°。
尽管上面已经示出和描述了本发明的实施例，可以理解的是，上述实施例是示例性的，不能理解为对本发明的限制，本领域的普通技术人员在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下在本发明的范围内可以对上述实施例进行变化、修改、替换和变型。