用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统及运载火箭
技术领域
本申请属于运载器技术领域，具体涉及一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统及运载火箭。
背景技术
液体运载火箭在冷分离及滑行段后的发动机启动前，必须要进行发动机的推进剂充填，该充填过程要求箭体具备一定量级的轴向过载，使箭体内的推进剂沉底，从而保证供给发动机充填的推进剂内部不会夹杂有增压气体的气泡，才能保障发动机的正常启动，保障飞行试验的成功。
现有的运载火箭中，基本都采用固体小火箭作为提供发动机轴向过载的动力装置。而固体小火箭属于火工品，火工品在工作过程中，不可避免地都会对箭体产生热流冲刷，因此箭体结构设计过程中需专门考虑此部分箭体的防热。另外，火工品装置虽能量集中，应用普遍，但存在性能无法检测的缺点。只能通过增加同批次火工品的生产数量，再抽取充足数量的火工品进行地面点火试验来旁证箭上产品的性能。此类消耗性试验不仅成本极高昂而且无法对箭上产品的性能进行直接检测。另外，火工品均由专业厂家生产，降低成本难度很大。
发明内容
为至少在一定程度上克服相关技术中存在的问题，本申请提供了一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统及运载火箭。
根据本申请实施例的第一方面，本申请提供了一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统，其包括：至少一个气瓶，气源输出开关，至少两个拉法尔喷管；所述气瓶通过充气管路连接所述拉法尔喷管，所述气源输出开关设置在所述充气管路上，以控制所述充气管路的通断；
所述气瓶用于充入具有预设压力的压缩气体，且在所述气源输出开关打开时，所述气瓶中存储的压缩气体在经所述充气管路后通过所述拉法尔喷管向外喷射，产生推力，以为运载火箭提供其所需的轴向过载。
上述推进剂沉底能源供应系统中，所述拉法尔喷管用于沿箭体圆周方向的分布需保证各所述拉法尔喷管产生的推力的合力沿箭体长度方向的轴线方向。
上述推进剂沉底能源供应系统中，所述推进剂沉底能源供应系统还包括气源输出稳压器，所述气源输出稳压器设置在所述气瓶与所述气源输出开关连接的充气管路上。
进一步地，所述气瓶与所述气源输出稳压器连接的充气管路上还设置有气瓶压力检测表，所述气瓶压力检测表用于检测所述气瓶输出的压缩气体的压力。
上述推进剂沉底能源供应系统中，所述气源输出开关与拉法尔喷管连接的喷管前端管路上还设置有拉法尔喷管前压力检测表，所述拉法尔喷管前压力检测表用于检测进入所述拉法尔喷管的压缩气体的压力。
上述推进剂沉底能源供应系统中，与所述气瓶连接的充气管路的一端设置有充放气口，所述充放气口与气瓶连接的充气管路上设置有机械式充气开关；所述机械式充气开关与气瓶连接的充气管路上设置接口，所述气瓶通过所述接口与箭体增压输送系统连接。
上述推进剂沉底能源供应系统中，位于所述拉法尔喷管的外侧，在箭体的外侧壁上还设置有保护罩，所述保护罩用于对所述拉法尔喷管进行保护。
上述推进剂沉底能源供应系统中，所述气瓶设置为八个，所述八个气瓶用于围绕箭体长度方向的轴线以45°间隔均匀设置；
所述拉法尔喷管设置为八个，所述八个拉法尔喷管两两一组，分为四组，相邻两组拉法尔喷管用于在箭体周向方向上以90°间隔均匀地设置在箭体的外侧壁上。
上述推进剂沉底能源供应系统中，所述气瓶设置为五个，所述五个气瓶用于围绕箭体长度方向的轴线以72°间隔均匀设置；
所述拉法尔喷管设置为六个，所述六个拉法尔喷管两两一组，分为三组，相邻两组拉法尔喷管用于在箭体周向方向上以120°间隔均匀设置在箭体的外侧壁上。
根据本申请实施例的第二方面，本申请提供了一种运载火箭，其包括上述任一推进剂沉底能源供应系统。
根据本申请的上述具体实施方式可知，至少具有以下有益效果：本申请推进剂沉底能源供应系统通过设置气瓶、气源输出开关和拉法尔喷管，气瓶中充入压缩气体，打开气源输出开关，气瓶通过拉法尔喷管向外喷射压缩气体，产生推力，为运载火箭提供其所需的轴向过载，本申请能够代替火工品为运载火箭中的发动机提供轴向过载，避免使用固体小火箭点火而对箭体造成的热流冲刷，有利于减轻结构设计压力，提高箭体的飞行安全性。本申请推进剂沉底能源供应系统中通过设置气瓶压力检测表和拉法尔喷管前压力检测表，能够在总装测试过程中或运行火箭的实际飞行过程中辅助定量分析推进剂沉底能源供应系统是否正常工作，从而能够完全避免火工品固有的无法直接进行性能检测的先天缺陷，进而能够避免为旁证飞行产品的可靠性而进行的对同批次产品增加产品生产数量并进行大范围抽检点火的消耗性旁证试验，能够显著降低成本。
应了解的是，上述一般描述及以下具体实施方式仅为示例性及阐释性的，其并不能限制本申请所欲主张的范围。
附图说明
下面的所附附图是本申请的说明书的一部分，其示出了本申请的实施例，所附附图与说明书的描述一起用来说明本申请的原理。
图1为本申请实施例一提供的一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统的结构原理图。
图2为本申请实施例一提供的一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统的结构剖视图，其中，运载火箭的飞行方向竖直向上。
图3为本申请实施例二提供的一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统的俯视图。
图4为本申请实施例三提供的一种用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统的俯视图。
附图标记说明：
1、气瓶；2、气源输出开关；3、拉法尔喷管；4、充气管路；5、喷管前端管路；6、气源输出稳压器；7、充放气口；8、机械式充气开关；9、接口；10、气瓶压力检测表；11、拉法尔喷管前压力检测表；12、保护罩。
具体实施方式
为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚明白，下面将以附图及详细叙述清楚说明本申请所揭示内容的精神，任何所属技术领域技术人员在了解本申请内容的实施例后，当可由本申请内容所教示的技术，加以改变及修饰，其并不脱离本申请内容的精神与范围。
本申请的示意性实施例及其说明用于解释本申请，但并不作为对本申请的限定。另外，在附图及实施方式中所使用相同或类似标号的元件/构件是用来代表相同或类似部分。
关于本文中所使用的“第一”、“第二”、…等，并非特别指称次序或顺位的意思，也非用以限定本申请，其仅为了区别以相同技术用语描述的元件或操作。
关于本文中所使用的方向用语，例如：上、下、左、右、前或后等，仅是参考附图的方向。因此，使用的方向用语是用来说明并非用来限制本创作。
关于本文中所使用的“包含”、“包括”、“具有”、“含有”等等，均为开放性的用语，即意指包含但不限于。
关于本文中所使用的“及/或”，包括所述事物的任一或全部组合。
关于本文中的“多个”包括“两个”及“两个以上”；关于本文中的“多组”包括“两组”及“两组以上”。
关于本文中所使用的用语“大致”、“约”等，用以修饰任何可以细微变化的数量或误差，但这些微变化或误差并不会改变其本质。一般而言，此类用语所修饰的细微变化或误差的范围在部分实施例中可为20％，在部分实施例中可为10％，在部分实施例中可为5％或是其他数值。本领域技术人员应当了解，前述提及的数值可依实际需求而调整，并不以此为限。
某些用以描述本申请的用词将于下或在此说明书的别处讨论，以提供本领域技术人员在有关本申请的描述上额外的引导。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统包括至少一个气瓶、气源输出开关和至少两个拉法尔喷管。气瓶中充有预设压力的压缩气体，气瓶通过气源输出开关与拉法尔喷管连接。气瓶用于通过拉法尔喷管向外喷射压缩气体，产生推力，为运载火箭提供其所需的轴向过载。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统设置在运载火箭的上面级箭体上，使用压缩气体为箭体提供轴向过载。
在运载火箭的起飞准备阶段，向气瓶内充入压缩气体，使气瓶内压力达到预设压力。其中，压缩气体可以为压缩的空气、氮气、氦气和氢气中的一种或多种。
在运载火箭的飞行过程中，需要对箭体提供推力时，打开气源输出开关，气瓶中的压缩气体通过拉法尔喷管喷出，直至气瓶中为真空，拉法尔喷管喷出压缩气体的过程中对箭体产生推力，从而为箭体提供发动机启动前充填推进剂的过载动力，可以应用于冷分离后发动机启动和滑行后的发动机启动中。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统能够代替火工品为运载火箭中的发动机提供轴向过载，避免使用固体小火箭点火而对箭体造成的热流冲刷，有利于减轻结构设计压力，提高箭体的飞行安全性。
下面结合具体的实施例对本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统进行详细说明。
实施例一
如图1和图2所示，本实施例提供的用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统包括至少一个气瓶1、气源输出开关2和至少两个拉法尔喷管3。各气瓶1均与充气管路4连接，气瓶1通过充气管路4与气源输出开关2的一端连接。气源输出开关2的另一端通过喷管前端管路5与各拉法尔喷管3连接。
气瓶1中存储的压缩气体在经充气管路4后通过各拉法尔喷管3向外喷射，产生推力，以为运载火箭提供其所需的轴向过载。
在本实施例中，气瓶1与气源输出开关2连接的充气管路4上还设置有气源输出稳压器6。气源输出稳压器6用于对气瓶1输出的压缩气体进行稳压，从而减少耗气量。
在本实施例中，与气瓶1连接的充气管路4的一端设置有充放气口7。充放气口7与气瓶1连接的充气管路4上设置有机械式充气开关8。运载火箭起飞准备阶段，可以打开机械式充气开关8，通过充放气口7向气瓶1中充入压缩气体。
另外，还可以在机械式充气开关8与气瓶1连接的充气管路4上设置接口9，气瓶1通过该接口9与箭体增压输送系统连接，这样能够实现本申请推进剂沉底能源供应系统与箭上增压输送系统的气源共用。当气瓶1与箭体增压输送系统连接时，为保证箭体增压输送系统的正常工作，可以根据箭体增压输送系统所需要的气体类型确定气瓶1中所需充入的压缩气体的类型。
在本实施例中，气瓶1与气源输出稳压器6连接的充气管路4上还设置有气瓶压力检测表10，气瓶压力检测表10用于检测气瓶1输出的压缩气体的压力。
气源输出开关2与拉法尔喷管3连接的喷管前端管路5上还设置有拉法尔喷管前压力检测表11，拉法尔喷管前压力检测表11用于检测进入拉法尔喷管3的压缩气体的压力。
通过设置气瓶压力检测表10和拉法尔喷管前压力检测表11，能够在总装测试过程中或运行火箭的实际飞行过程中辅助定量分析推进剂沉底能源供应系统是否正常工作，从而能够完全避免火工品固有的无法直接进行性能检测的先天缺陷，进而能够避免为旁证飞行产品的可靠性而进行的对同批次产品增加产品生产数量并进行大范围抽检点火的消耗性旁证试验，能够显著降低成本。
可以理解的是，气瓶压力检测表10可以通过电缆与气瓶1压力监测设备进行连接。拉法尔喷管前压力检测表11也可以通过电缆与拉法尔喷管3前压力监测设备进行连接。气源输出开关2采用电控式开关，其通过控制信号线与外部控制设备连接。运载火箭飞行过程中，当需要对箭体提供推力时，外部控制设备向气源输出开关2发送控制信号，控制打开气源输出开关2，为拉法尔喷管3供气。
拉法尔喷管3喷出压缩气体所产生的推力的初始值可以根据气瓶1的压力、温度、容积以及拉法尔喷管3的扩张比等相关参数确定。
另外，本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统使用时，可以根据不同箭体过载要求的力与持续时间的要求，确定拉法尔喷管3的喉径、扩张比、数量以及气瓶1用气量的多少。其中，拉法尔喷管3沿箭体圆周方向的分布需保证各拉法尔喷管3产生的推力的合力沿箭体长度方向的轴线方向。在确定了气瓶1的用气量后，即可确定气瓶1的承载压力及数量，也可以对气瓶1的初始充压压力进行适当调节，满足不同工况的使用需求。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统使用压缩空气可以在一定的时间内持续提供持续推力，为箭体提供持续的轴向过载，应用于运载火箭冷分离阶段及滑行阶段结束后发动机启动前箭体推进剂的沉底，进而完成发动机的推进剂充填。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统原理清晰、结构简单、性能可靠，能够代替固体小火箭使用。与火工品相比，本申请的工作性能具有可直接检测性，且能够大大减少原材料并降低产品组装成本。
如图2所示，在本实施例中，位于拉法尔喷管3的外侧，在箭体的外侧壁上还设置有保护罩12，保护罩12用于对拉法尔喷管3进行保护。
实施例二
如图3所示，本实施例提供的用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统包括八个气瓶1、一个气源输出开关2和八个拉法尔喷管3。八个气瓶1设置在箭体内。优选地，八个气瓶1围绕箭体长度方向的轴线以45°间隔均匀设置。
各气瓶1均与充气管路4连接，充气管的一端设置有充放气口7。充放气口7与气瓶1连接的充气管路4上设置有机械式充气开关8。气瓶1通过充气管路4和气源输出开关2与喷管前端管路5连接。喷管前端管路5与拉法尔喷管3连接。
八个拉法尔喷管3两两一组，分为四组。相邻两组拉法尔喷管3用于在箭体周向方向上以90°间隔均匀设置在箭体的外侧壁上。
本实施例中，气瓶压力检测表10、拉法尔喷管前压力检测表11以及保护罩12的设置与实施例一中相同，在此不再详细阐述。
实施例三
如图4所示，本实施例提供的用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统包括五个气瓶1、一个气源输出开关2和六个拉法尔喷管3。五个气瓶1设置在箭体内。优选地，五个气瓶1围绕箭体长度方向的轴线以72°间隔均匀设置。
各气瓶1均与充气管路4连接，充气管的一端设置有充放气口7。充放气口7与气瓶1连接的充气管路4上设置有机械式充气开关8。气瓶1通过充气管路4和气源输出开关2与喷管前端管路5连接。喷管前端管路5与拉法尔喷管3连接。
六个拉法尔喷管3两两一组，分为三组。相邻两组拉法尔喷管3用于在箭体周向方向上以120°间隔均匀设置在箭体的外侧壁上。
本实施例中，气瓶压力检测表10、拉法尔喷管前压力检测表11以及保护罩12的设置与实施例一中相同，在此不再详细阐述。
上述各实施例中，气瓶1与充气管路4之间采用螺纹连接，且连接处设置密封件，使其具备密封性。拉法尔喷管3与喷管前端管路5之间采用螺纹连接或焊接，采用螺纹连接时连接处设置密封件，使其具备密封性。拉法尔喷管3可以采用金属材料加工而成。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统在总装测试过程中，可以在系统充气后，控制打开气源输出开关2，通过判断各拉法尔喷管3处有无气流产生对系统是否正常工作进行定性判定；也可通过监测气瓶压力检测表10和拉法尔喷管前压力检测表11的状态变化对系统是否正常工作进行定量分析。
另外，在运载火箭的实际飞行过程中，通过对遥测到的压力信号的分析判定系统是否正常工作，能够完全避免火工品固有的无法直接进行性能检测的先天缺陷。
本申请用于航天运载器的推进剂沉底能源供应系统使用压缩空气进行冷气喷射在一定的时间内提供持续推力，可以为箭体提供持续的轴向过载，应用于运载火箭冷分离阶段及滑行阶段结束后发动机启动前箭体推进剂的沉底，从而完成发动机的推进剂充填。本申请原理清晰、结构新颖、性能可靠，能够代替固体小火箭使用，其工作性能可以直接进行检测，而且产品成本低。
以上所述仅为本申请示意性的具体实施方式，在不脱离本申请的构思和原则的前提下，任何本领域的技术人员所做出的等同变化与修改，均应属于本申请保护的范围。
