CN109018444A - 一种火箭动力式火星运输机动力*** - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种火箭动力式火星运输机动力***，包括主发动机、能源分***、姿控分***、增压分***、变推力分***；动力分***包括喷注器、点火器与推力室；能源分***包括电池、高压气瓶与贮箱，高压气瓶与贮箱通过管路连通，贮箱与喷注器通过管路连通；姿控分***包括若干姿控发动机，各姿控发动机呈环形间隔设在火星运输机的侧部，高压气瓶与各姿控发动机通过管路相连。通过使姿控发动机与贮箱共用一套高压气瓶，简化动力***的结构，通过增压分***的增压降低了贮箱压力，减轻了贮箱质量，提高了推力室压力，通过姿控分***使得动力***具有姿态调整功能，通过变推力分***使得动力***具有变推力功能。本发明应用于星球表面飞行领域。
Description
技术领域
本发明涉及星球表面飞行领域，尤其涉及一种火箭动力式火星运输机动力***。
背景技术
多年来的探测结果表明，火星上存在水冰、二氧化碳、少量氧气，可能为人类在火星长期生存提供支持。当前世界各航天大国都在积极开展火星探测计划，中国也宣布在2020年开展火星探测的任务。人类登火只是时间问题，而登火后将面临许多新的挑战。未知区域的高效探测、基地之间物资的运输、人员的移动等都必须解决。解决这些问题的关键在于拥有可靠的运载工具，可见，发展火星运输机对于人类未来的火星发展战略具有重大意义。
目前，火星上没有专业运输机，火星车主要用于探测，其运输能力弱、速度慢、越障能力有限，不能满足高效运输的任务要求，我们需要一种能够快速机动，并能装载较大质量的工具，飞行器显然更适合。火星表面大气稀薄，气体动力式飞行器要实现上述大载荷运输任务难度极大，因此，火箭动力式飞行器成为首要选择。综上所述，火星运输机必须具有以下特点：变推力矢量火箭发动机支持下的垂直起降和横向机动；载荷较大；可重复使用；易于维护和维修；结构简单；成本较低；可实现中短途飞行等。
目前技术相近的方案主要分为两大类。
第一类是可重复使用火箭。1)麦道公司的德尔塔快帆是一种由火箭发动机提供动力的单级入轨、垂直起降、完全重复使用的运载器。直径4.1米、高度12米、起飞质量近19吨，虽然该项目最终被美军叫停，但是其关键技术仍然为后续回收火箭的发展提供了参考。2)蓝色起源公司基于BE系列火箭发动机，先后研制了以过氧化氢为推进剂的Charon垂直起降样机和过氧化氢煤油双组元推进剂的Goddard型号，这两种型号都停留在地面验证阶段，最大飞行高度仅百米左右。后续开展了NewShepard多种型号的研制，采用液氧液氢双组元推进剂，能够20～100％的大范围深度流量调节，推力达到了490kN，实现了百公里级高度的多次使用，使得该型号成为了首个进入太空的垂直起降飞行器。3)SpaceX是目前为止在该项技术上走的最远的民营公司。“重型猎鹰”运载火箭完成了两枚以及助推火箭的完整回收标志着火箭回收技术基本成熟，为验证发动机反推制动的垂直起降可行性，SpaceX在猎鹰-9火箭子一级的基础上，先后开发了“蚱蜢”(Grasshopper)、F9R Dev试验样机，Grasshopper完成了8次飞行试验，验证了低高度和低速条件下的精确返回和着陆能力。4)日本航天局(JAXA)开展了可重复使用运载器(RVT)项目。项目期间，共开发出了4种运载器：RVT#1、RVT#2、RVT#3、RVT#4，目的在于解决未来可重复使用运载火箭所面临的技术挑战。已知共进行了14次试验，对发动机性能，涡轮泵点火等方面进行了探究和研究，为其未来发展打下了基础。5)国内首家民营航天公司翎客航天自2014年起，研制了RLV-T系列可回收火箭，目前能够实现垂直上升，悬停，横移，下降基本功能，但是距离实现真正的发射回收，还有很长的路要走。从当前研究来看，可重复使用火箭的动力***推力较大，能够实现运输功能，但飞行器本身结构复杂、体积大、造价高、发射准备时间长，一般不用于短距离运输，另一方面，因为箭体结构为细长体，实现横移和下降都需要姿态大幅调整。
第二类是垂直起降着陆器。1)犰狳航天研制的Pixel系列采用一台变推力发动机，以液氧酒精作为推进剂，起飞重量667.5kg，发动机推力13.35kN(4：1可调)，载荷24.5kg。该系列的着陆器通过矢量控制和流量调节来实现空中定点和横向位移。2)Masten spacesystem(MSS)的最新垂直起降样机Xodiac以液氧异丙醇为推进剂，推力5.34kN,验证高度496m，验证侧距301m，通过矢量控制及流量调节来实现空中定点及横向位移。3)NASA的梦神号行星着陆器采用的是液氧/液甲烷落压式变推力火箭发动机，贮箱压力高，质量大、燃烧室压低、比冲低。推力变比4:1，最大飞行高度400米，最大横向移动距离400米，最多可携带180kg有效载荷。其主要目的在于验证液氧液甲烷变推力技术以及自主着陆与风险规避技术，为星球着陆下降发动机提供技术支持。4)NASA与其他机构还开展了月球机器人着陆、运送货物的项目。XL-1是一个小型的、单一用途的货运月球着陆器，将100kg载荷运输到月球表面，主动力为4台MXP-351发动机。Xeus是一个月球着陆验证机，由MSS与ULA合作研制。可以在月球着陆，最多携带10t载荷，重复使用时载荷降为5t。从这些研究看出，垂直起降着陆器动力***推力较小，但飞行器载荷小、飞行距离短，且主要是验证机，目的是验证相关技术。
发明内容
本发明的目的是提供一种火箭动力式火星运输机动力***，用于克服现有技术中动力***推力较小等缺陷，使得火星运输机在保持机动能力的同时具备较高的承载能力，能够高效完成火星表面运输任务。
本发明采用的技术方案是：
一种火箭动力式火星运输机动力***，包括主发动机、能源分***、姿控分***、增压分***、变推力分***与控制分***；
所述主发动机包括喷注器、点火器以及设在火星运输机底部的推力室，所述推力室的一端与喷注器连通，另一端朝向火星运输机的底部，所述点火器设在推力室内；
所述能源分***包括电池、高压气瓶以及能够贮存推进剂的贮箱，所述高压气瓶与贮箱通过管路连通以用于对贮箱进行增压，所述贮箱与喷注器通过管路连通；
所述姿控分***包括若干姿控发动机，各姿控发动机呈环形间隔设在火星运输机的侧部以用于对火星运输机进行姿态调整，所述高压气瓶与各姿控发动机通过管路相连以用于为姿控发动机提供工质；
所述增压分***设在贮箱与喷注器之间的管路上以用于对管路中的推进剂进行增压；
所述变推力分***设在贮箱与喷注器之间的管路上以用于对管路中的推进剂流量进行控制；
所述增压分***、变推力分***分别与电池电性相连；
所述控制分***分别与主发动机、能源分***、姿控分***、增压分***、变推力分***控制相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述变推力***包括文氏管、塞锥与步进电机，所述文氏管设在贮箱与喷注器之间的管路上，所述塞锥设在文氏管内，所述步进电机设在文氏管外并通过传动杆与塞锥传动相连以用于对文氏管中的推进剂流量进行控制，所述步进电机与控制分***控制相连，所述步进电机与电池电性相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述喷注器为双歧管喷注器，所述双歧管喷注器包括喷注总管、第一喷注管与第二喷注管，所述喷注总管的首端与贮箱通过管路连通，所述第一喷注管的首端、第二喷注管的首端分别与喷注总管的尾端连通，所述第一喷注管的尾端、第二喷注管的尾端分别与推力室相通，所述第一喷注管上设有第一电磁阀，所述第一电磁阀与控制分***控制相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述增压分***为一体化电机泵，所述一体化电机泵包括无刷直流电机和离心泵，所述无刷直流电机与离心泵传动相连，所述离心泵设在贮箱与喷注器之间的管路上以用于对管路中的推进剂进行增压，所述无刷直流电机与控制分***控制相连，所述无刷直流电机与电池电性相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述贮箱与喷注器之间的管路上还设有：
第一加泄阀，用于对贮箱中的推进剂进行加注；
第二电磁阀，用于控制贮箱中推进剂的泄出；
过滤器，用于防止污垢、颗粒物或碎片进入推力室；
涡轮流量计，用于监测管路中体积流量，并可间接监测混合比变化情况；
补偿器，用于补偿管路径向、轴向和角位移偏差；
预冷泄出电磁阀，用于对管路进行预冷；
所述第一加泄阀、第二电磁阀、预冷泄出电磁阀分别与控制分***控制相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述高压气瓶与贮箱之间的管路上以及高压气瓶与姿控发动机之间的管路上均设有：
第二加泄阀，用于对高压气瓶中的高压气体进行加注；
第三电磁阀，用于控制高压气瓶中高压气体的泄出；
减压器，用于将管路中的高压气体压力降低；
所述第二加泄阀、第三电磁阀分别与控制分***控制相连。
作为上述技术方案的进一步改进，所述贮箱为球形贮箱，所述贮箱外套设有隔热层。
作为上述技术方案的进一步改进，所述推力室包括固定相连的燃烧室与尾喷管，所述喷注器与燃烧室连通，所述燃烧室铰接火星运输机的底部，所述燃烧室上设有电动液压杆以用于对尾喷管的喷射角度进行调整，所述电动液压杆的固定端与火星运输机的底部铰接，所述电动液压杆的伸缩端与燃烧室的外壁铰接，所述控制分***与电动液压杆控制相连以用于控制电动液压杆伸缩。
作为上述技术方案的进一步改进，所述燃烧室为圆柱形结构，所述尾喷管为钟形结构。
作为上述技术方案的进一步改进，所述电动液压杆的数量为两个且间隔设在燃烧室的外壁上。
本发明的有益技术效果：
本发明在动力***总体方案设计上，通过使姿控发动机与贮箱共用一套高压气瓶，从而简化了动力***的结构，同时通过增压分***的增压降低了贮箱压力，减轻了贮箱质量，提高了推力室压力，通过姿控分***使得动力***具有姿态调整功能，并且通过变推力分***使得动力***具有高效、可靠的变推力功能，使得火星运输机在保持机动能力的同时具备较高的承载能力，能够高效完成火星表面运输任务。
附图说明
图1是本实施例整体结构示意图；
图2是双歧管喷注器结构示意图。
具体实施方式
为了便于本发明的实施，下面结合具体实例作进一步的说明。
如图1-2所示的一种火箭动力式火星运输机动力***，包括主发动机、能源分***、姿控分***、增压分***、变推力分***与控制分***，本实施例中的控制分***是数字控制器且并未图示，与火星运输机的总控电性相连。
主发动机包括喷注器11、点火器以及设在火星运输机底部的推力室，推力室的一端与喷注器11连通，另一端朝向火星运输机的底部，点火器设在推力室内且并未图示。推力室包括固定相连的燃烧室121与尾喷管122，喷注器11与燃烧室121连通，燃烧室121铰接火星运输机的底部，燃烧室121上设有并未图示的电动液压杆以用于对尾喷管122的喷射角度进行调整，燃烧室121为圆柱形结构，电动液压杆的数量为两个且间隔设在燃烧室121的外壁上，两个电动液压杆与燃烧室121轴线之间连线的夹角为90°，电动液压杆的固定端与火星运输机的底部铰接，电动液压杆的伸缩端与燃烧室121的外壁铰接，电动液压杆与控制分***控制相连。
尾喷管122为钟形结构，可以得到较高的喷射效率且缩短尾喷管122的长度。尾喷管122收敛段采用两个圆弧过渡，扩张段采用圆弧段加抛物线段。
能源分***包括高压气瓶21以及能够贮存推进剂的贮箱22，高压气瓶21与贮箱22通过管路连通以用于对贮箱22进行增压，贮箱22与喷注器11通过管路连通，本实施例中高压气瓶21的数量为四个，高压气体为氦气。贮箱22为球形贮箱，贮箱22外套设有隔热层221以用于对贮箱22进行保温，贮箱22的数量为多个，一部分贮箱用于贮存推进剂中的燃料，另一部分贮箱用于贮存推进剂中的氧化剂。本实施例中的推进剂考虑到火星上的原位制造，因此推进剂采用液氧/液甲烷，贮箱22的数量为四个，其中两个用于贮存液氧，如图1中右侧的两个贮箱；另外两个用于贮存液甲烷，如图1中左侧的两个贮箱。推力室的壁为夹层结构，在动力***工作时，液氧通过管路直接经过喷注器11进入燃烧室121，液甲烷经过管路后先通过推力室的壁的夹层进行再生冷却，随后经过喷注器11进入燃烧室121，从而有效的提升液甲烷的焓值。
姿控分***包括若干姿控发动机31，本实施例中的姿控发动机31数量为12个，每个姿控发动机31上都设有相应的控制阀32，以用于控制姿控发动机31的启动或关闭。各姿控发动机31呈环形间隔设在火星运输机的侧部以用于对火星运输机进行姿态调整，高压气瓶21与各姿控发动机31通过管路相连以用于为姿控发动机31提供工质。
增压分***设在贮箱22与喷注器11之间的管路上以用于对管路中的推进剂进行增压。增压分***为一体化电机泵，一体化电机泵包括传动相连无刷直流电机41和离心泵42，无刷直流电机41通过逆变器43与电池44电性相连，逆变器43用于将直流电转换为交流电，离心泵42设在贮箱22与喷注器11之间的管路上以用于对管路中的推进剂进行增压，无刷直流电机41与控制分***控制相连。在本实施例中，贮存液氧的两个贮箱共用一对离心泵与无刷直流电机，贮存液甲烷的两个贮箱共用另一对离心泵与无刷直流电机，两个无刷直流电机共用一个电池与逆变器。
变推力分***设在贮箱22与喷注器11之间的管路上以用于对管路中的推进剂流量进行控制，本实施例中，贮存液氧的两个贮箱共用一套变推力分***，贮存液甲烷的两个贮箱共用另一套变推力分***。变推力***包括文氏管51、塞锥与步进电机，步进电机与电池电性相连，文氏管51设在贮箱22与喷注器11之间的管路上，塞锥设在文氏管51内，步进电机设在文氏管51外并通过传动杆与塞锥传动相连以用于对文氏管51中的推进剂流量进行控制，传动杆一端与步进电机的输出端相连，另一端穿过文氏管51的壁后与塞锥相连，步进电机与控制分***控制相连。
参考图2，喷注器11为双歧管喷注器，双歧管喷注器包括喷注总管111、第一喷注管112与第二喷注管113，喷注总管111的首端与贮箱22通过管路连通，第一喷注管112的首端、第二喷注管113的首端分别与喷注总管111的尾端连通，第一喷注管112的尾端、第二喷注管113的尾端分别与推力室相通，第一喷注管112上设有第一电磁阀114，第一电磁阀114与控制分***控制相连。采用双歧管喷注器能够在管路内推进剂流量变小的情况下，保持喷注压降不变，保持良好的雾化性能。
贮箱22与喷注器11之间的管路上还设有：
第一加泄阀61，用于对贮箱22中的推进剂进行加注；
第二电磁阀62，用于控制贮箱22中推进剂的泄出；
过滤器63，用于防止污垢、颗粒物或碎片进入推力室；
涡轮流量计64，用于监测管路中体积流量，并可间接监测混合比变化情况；
补偿器65，用于补偿管路径向、轴向和角位移偏差；
预冷泄出电磁阀66，用于对管路进行预冷；
第一加泄阀61、第二电磁阀62、预冷泄出电磁阀66分别与控制分***控制相连。
参考图1，在本实施例中，每个贮箱都对应设有一套第一加泄阀、第二电磁阀、过滤器，贮存液氧的两个贮箱共用一套涡轮流量计、补偿器、预冷泄出电磁阀，贮存液甲烷的两个贮箱共用另一套涡轮流量计、补偿器、预冷泄出电磁阀。
高压气瓶21与贮箱22之间的管路上以及高压气瓶21与姿控发动机31之间的管路上均设有：
第二加泄阀71，用于对高压气瓶21中的高压气体进行加注；
第三电磁阀72，用于控制高压气瓶21中高压气体的泄出；
减压器73，用于将管路中的高压气体压力降低；
第二加泄阀71、第三电磁阀72分别与控制分***控制相连。
参考图1，在本实施例中，四个高压气瓶21共用一个第二加泄阀、第三电磁阀，高压气瓶21与姿控发动机31之间的管路上有一个减压阀，高压气瓶21与贮箱22之间的管路上有两个减压阀。
本实施例的工作过程为：
动力***启动后，推进剂从贮箱22排出，经过第二电磁阀62、过滤器63后来到离心泵42前，无刷直流电机41带动离心泵42分别对液氧和甲烷增压，增压后的推进剂流过涡轮流量计64、文氏管51、补偿器65以及喷前阀，液氧通过双歧管喷注器喷入燃烧室121，液甲烷用于再生冷却，因此要先进入推入室的夹层冷却，再通过双歧管喷注器进入推力室，点火器点火成功后，动力***开始工作。
当连续变推力时，离心泵42转速不变，火星运输机的总控给控制分***一个连续减小的数字信号，控制分***将连续减小数字信号转换成步进电机的电信号，步进电机带动塞锥连续运动，使文氏管51内流量线性减小，从而使推力线性减小，流量减小一半时，控制分***控制双歧管喷注器关闭第一喷注管112上的第一电磁阀114，此时推进剂从第二喷注管113进行喷注，确保喷注压降不变，保持良好的雾化性能。
改变推力方向时，火星运输机的总控将尾喷管122摆动信号发送到控制分***，控制分***给电动液压杆的电机发出信号，电机带动电动液压杆伸缩使尾喷管122摆动到相应位置，从而使尾喷管122推力方向改变指定角度。
在火星运输机飞行过程中，传感器检测到火星运输机飞行状态有偏差，根据火星运输机的总控指令，姿控发动机31的控制阀32迅速打开一定时间然后迅速关上，高压气瓶21中的高压氦气经过减压阀减压，通过喷前阀，进入姿控发动机31，产生脉冲推力，将火星运输机状态修正。
以上包含了本发明优选实施例的说明，这是为了详细说明本发明的技术特征，并不是想要将发明内容限制在实施例所描述的具体形式中，依据本发明内容主旨进行的其他修改和变型也受本专利保护。本发明内容的主旨是由权利要求书所界定，而非由实施例的具体描述所界定。
Claims (10)
1.一种火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，包括主发动机、能源分***、姿控分***、增压分***、变推力分***与控制分***；
所述主发动机包括喷注器、点火器以及设在火星运输机底部的推力室，所述推力室的一端与喷注器连通，另一端朝向火星运输机的底部，所述点火器设在推力室内；
所述能源分***包括电池、高压气瓶以及能够贮存推进剂的贮箱，所述高压气瓶与贮箱通过管路连通以用于对贮箱进行增压，所述贮箱与喷注器通过管路连通；
所述姿控分***包括若干姿控发动机，各姿控发动机呈环形间隔设在火星运输机的侧部以用于对火星运输机进行姿态调整，所述高压气瓶与各姿控发动机通过管路相连以用于为姿控发动机提供工质；
所述增压分***设在贮箱与喷注器之间的管路上以用于对管路中的推进剂进行增压；
所述变推力分***设在贮箱与喷注器之间的管路上以用于对管路中的推进剂流量进行控制；
所述增压分***、变推力分***分别与电池电性相连；
所述控制分***分别与主发动机、能源分***、姿控分***、增压分***、变推力分***控制相连。
2.根据权利要求1所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述变推力***包括文氏管、塞锥与步进电机，所述文氏管设在贮箱与喷注器之间的管路上，所述塞锥设在文氏管内，所述步进电机设在文氏管外并通过传动杆与塞锥传动相连以用于对文氏管中的推进剂流量进行控制，所述步进电机与控制分***控制相连，所述步进电机与电池电性相连。
3.根据权利要求1所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述喷注器为双歧管喷注器，所述双歧管喷注器包括喷注总管、第一喷注管与第二喷注管，所述喷注总管的首端与贮箱通过管路连通，所述第一喷注管的首端、第二喷注管的首端分别与喷注总管的尾端连通，所述第一喷注管的尾端、第二喷注管的尾端分别与推力室相通，所述第一喷注管上设有第一电磁阀，所述第一电磁阀与控制分***控制相连。
4.根据权利要求1所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述增压分***为一体化电机泵，所述一体化电机泵包括无刷直流电机和离心泵，所述无刷直流电机与离心泵传动相连，所述离心泵设在贮箱与喷注器之间的管路上以用于对管路中的推进剂进行增压，所述无刷直流电机与控制分***控制相连，所述无刷直流电机与电池电性相连。
5.根据权利要求1所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述贮箱与喷注器之间的管路上还设有：
第一加泄阀，用于对贮箱中的推进剂进行加注；
第二电磁阀，用于控制贮箱中推进剂的泄出；
过滤器，用于防止污垢、颗粒物或碎片进入推力室；
涡轮流量计，用于监测管路中体积流量，并可间接监测混合比变化情况；
补偿器，用于补偿管路径向、轴向和角位移偏差；
预冷泄出电磁阀，用于对管路进行预冷；
所述第一加泄阀、第二电磁阀、预冷泄出电磁阀分别与控制分***控制相连。
6.根据权利要求1所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述高压气瓶与贮箱之间的管路上以及高压气瓶与姿控发动机之间的管路上均设有：
第二加泄阀，用于对高压气瓶中的高压气体进行加注；
第三电磁阀，用于控制高压气瓶中高压气体的泄出；
减压器，用于将管路中的高压气体压力降低；
所述第二加泄阀、第三电磁阀分别与控制分***控制相连。
7.根据权利要求1至6任一项所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述贮箱为球形贮箱，所述贮箱外套设有隔热层。
8.根据权利要求1至6任一项所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述推力室包括固定相连的燃烧室与尾喷管，所述喷注器与燃烧室连通，所述燃烧室铰接火星运输机的底部，所述燃烧室上设有电动液压杆以用于对尾喷管的喷射角度进行调整，所述电动液压杆的固定端与火星运输机的底部铰接，所述电动液压杆的伸缩端与燃烧室的外壁铰接，所述控制分***与电动液压杆控制相连以用于控制电动液压杆伸缩。
9.根据权利要求8所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述燃烧室为圆柱形结构，所述尾喷管为钟形结构。
10.根据权利要求9所述火箭动力式火星运输机动力***，其特征在于，所述电动液压杆的数量为两个且间隔设在燃烧室的外壁上。
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