[发明专利]一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统

说明书

本发明提供了一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，其中间发动机为摇摆发动机且其轴线与芯一级箭体的轴线重合，三台周向发动机沿中间发动机的周向均匀布置，中间发动机及周向发动机的推力方向均与芯一级箭体的轴线平行。中间发动机及周向发动机均无安装角度，芯一级箭体上升段中俯仰、偏航控制利用液氧甲烷发动机的节流能力实现，滚动控制利用末级辅助动力系统实现，再入过程中中间发动机及周向发动机均工作一次，利用周向发动机的节流能力实现芯一级箭体减速和姿态控制，着陆前利用中间发动机实现精确着陆控制，这样中间发动机及三台周向发动机只需要具备两次启动能力即可实现上述目的，降低了液氧甲烷发动机的研制难度及成本。

技术领域

本发明涉及的是一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，属于可重复使用运载火箭技术领域。

背景技术

可重复使用运载火箭芯一级多采用多台发动机布局方案，如法尔肯9火箭芯一级采用了9台液氧煤油发动机，再入过程中通过部分发动机工作实现姿态稳定与精确着陆控制。

发动机是运载火箭的核心部件，若发动机台数过少，则需要发动机进行深度调节，增加了发动机系统的研制难度。如何通过最少的发动机台数实现飞行过程中的控制与再入过程中的回收控制，是国内外重复使用运载火箭面临的工程难题。

发动机在箭体上的传统布置方式为“+”字形和“×”字形布局方式，以CZ-2C、CZ-2F、CZ-3A系列火箭为例，“+”字形和“×”字形均安装四台发动机，但是四台发动机均存在安装角，这样就导致发动机推力损失，不能最大程度的发挥运载火箭发动机的推力优势。

发明内容

本发明要解决的技术问题，就是针对现有技术所存在的不足，而提供一种可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统，该动力系统可减少可重复使用运载火箭研制成本及发动机研制难度。

本方案是通过如下技术措施来实现的：该可重复使用运载火箭芯一级箭体回收动力系统包括安装在芯一级箭体上的一台中间发动机及三台周向发动机，所述中间发动机为摇摆发动机，且中间发动机的轴线与芯一级箭体的轴线重合，三台周向发动机沿中间发动机的周向均匀布置，所述中间发动机及三台周向发动机的推力方向均与芯一级箭体的轴线平行。

优选地，所述中间发动机及三台周向发动机为液氧甲烷发动机。

优选地，所述中间发动机可在0°-180°方向和90°-270°方向双向摆动，最大摆动角度为δ，中间发动机摆动后推力作用点与芯一级箭体质心的距离为R；三台周向发动机与中间发动机的轴向距离分别为L，周向发动机的额定推力为F，最大推力调节能力为ΔF，周向发动机的工作推力范围为(F-ΔF)-F，三台周向发动机与中间发动机的轴向俯仰方向距离为L*Sin60°；

中间发动机可提供的控制力矩如下：

偏航方向最大控制力矩My＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；

俯仰方向最大控制力矩Mz＝F*R*sin(δ)≈F*R*δ；

三台周向发动机可提供的总控制力矩如下：

偏航方向最大控制力矩My＝ΔF*L；

俯仰方向最大控制力矩Mz＝ΔF*L*Sin60°。

优选地，在芯一级箭体的主动段，当芯一级箭体飞行过程中的姿态稳定控制力矩小于中间发动机的最大控制力矩时，中间发动机工作，通过中间发动机的双向摆动实现俯仰和偏航控制；当芯一级箭体飞行过程中的姿态稳定控制力矩大于中间发动机的最大控制力矩时，三台周向发动机工作，利用三台周向发动机的节流能力实现芯一级箭体的姿态稳定；滚动方向采用末级的辅助动力系统控制。