运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统技术方案

本发明专利技术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。本发明专利技术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。

【技术实现步骤摘要】
运载火箭姿控发动机温度维持方法及系统
本专利技术涉及运载火箭姿控发动机
，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。
技术介绍
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。<br>
技术实现思路
针对现有技术中的缺陷，本专利技术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。根据本专利技术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。根据本专利技术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，本专利技术具有如下的有益效果：1、本专利技术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、本专利技术拓展性强，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、本专利技术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，本专利技术的其它特征、目的和优点将会变得更明显：图1为本专利技术方法流程图。具体实施方式下面结合具体实施例对本专利技术进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本专利技术，但不以任何形式限制本专利技术。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本专利技术构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本专利技术的保护范围。实施例1：根据本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种运载火箭姿控发动机温度维持方法，其特征在于，包括：/n步骤S1：在火箭起飞前，对贮箱和推力室进行加温；/n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；/n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；/n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。/n

【技术特征摘要】
1.一种运载火箭姿控发动机温度维持方法，其特征在于，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。


2.根据权利要求1所述的运载火箭姿控发动机温度维持方法，其特征在于，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。


3.根据权利要求1所述的运载火箭姿控发动机温度维持方法，其特征在于，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。


4.根据权利要求1所述的运载火箭姿控发动机温度维持方法，其特征在于，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。


5.根据权利要求1所述的运载火箭姿控发动机温度维持方法，其特征在于，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。

【专利技术属性】
技术研发人员：韩冲，赵恒斌，徐立峰，叶胜，
申请(专利权)人：上海空间推进研究所，
类型：发明
国别省市：上海;31