[发明专利]利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统

说明书

本发明涉及火箭的姿态控制发动机领域，尤其是涉及一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统。姿态控制装置包括至少两组发动机组；每组发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；第一发动机和第二发动机在同一直线上；第三发动机与第一发动机垂直。姿态控制系统包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和姿态控制装置；推进剂贮箱内的推进剂通过换热器的一条回路进入主发动机中；主发动机的燃气接口排出的燃气通过换热器的另一条回路进入到缓冲气罐内；缓冲气罐与姿态控制装置连通。本发明能够灵活的控制火箭的姿态，实现俯仰、滚动和偏航功能；能够便于制造和安装；本发明也是系统总质量较轻的最优布局方案。

技术领域

本发明涉及火箭的姿态控制发动机领域，尤其是涉及一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统。

背景技术

姿态控制发动机能够对火箭的俯仰、滚动、偏航进行控制，提高火箭的飞行精度。其性能指标直接影响火箭的运载精度或导弹的作战性能。常用的姿态控制发动机主要有高压氮气、液体及固体推进剂三种。高压氮气姿控发动机采用高压氮气冷气喷嘴系统作为姿控动力装置，多采用惰性气体挤压推进剂喷出。因其比冲低，一般适用于小冲量、小推力姿态控制。液体姿控火箭发动机多为单组元催化分解发动机，主要由充气阀、气瓶、电爆阀、减压器、贮箱、推力装置、管路等组成，该系统在姿控发动机上普遍采用，较易实现脉冲控制、比冲高，因而，姿控所需要的总冲量也小。固体姿控火箭发动机在弹道导弹中段和再入初段，采用单元增压的多个脉冲燃气发生器间隔工作，向容气瓶充气，通过喷管产生推力对弹头实施控制，可实现任意开、关机的实时控制；在弹头变轨前后及变轨期间的姿控采用单室双推力及常开燃气阀的固体姿控系统。

现有的高压氮气姿控发动机需采用厚壁贮箱和高压气瓶，因此结构质量较重。此外，其冷气效率低、比冲低，不适用于大冲量、大推力姿态控制。液体姿控火箭发动机系统复杂、有毒，安全性及可靠性较差，且贮存期较短。固体姿控火箭发动机作动次数有限，只能做有限调整，灵活性不足。

发明内容

本发明的目的在于提供一种利用火箭发动机燃气的姿态控制装置和姿态控制系统，以解决现有技术中存在的技术问题。

本发明提供的利用火箭发动机燃气的姿态控制装置，包括至少两组发动机组；

两组所述发动机组相对设置；

每组所述发动机组包括第一发动机、第二发动机和第三发动机；

所述第一发动机和所述第二发动机相对设置在同一直线上；

所述第三发动机与所述第一发动机垂直设置，且设置在远离相对一组发动机组的一侧。

进一步的，所述第一发动机、所述第二发动机和所述第三发动机上均设置有高速电磁阀。

本发明还提供了一种利用火箭发动机燃气的姿态控制系统，其包括推进剂贮箱、换热器、主发动机、缓冲气罐和上述的姿态控制装置；

所述推进剂贮箱内的推进剂通过所述换热器的一条回路进入所述主发动机中；

所述主发动机的燃气接口排出的燃气通过所述换热器的另一条回路进入到所述缓冲气罐内；

所述缓冲气罐与所述姿态控制装置连通。

进一步的，所述推进剂贮箱与所述换热器之间设置有涡轮泵。

进一步的，所述换热器为列管式换热器。

进一步的，所述换热器包括主体、折流板和换热管；

所述主体内设置有进气腔、换热腔和排气腔；

所述换热管设置在所述换热腔内；

所述换热管的两端分别与所述进气腔和所述排气腔连通；