CN115585076A - 逃逸主发动机 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。

Description

逃逸主发动机

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，具体涉及一种逃逸主发动机。

背景技术

随着航天事业的不断发展，面向成本的一体化设计成为航天器发展的一个重要趋势。为降低载人航天器发射过程中地面设施的建设和维护成本，国内外均采用前端无整流罩式的逃逸塔及飞船组合体外壁来代替原来额外的整流罩部分，实现气动整流能力。目前采用带整流罩的技术路线，发射时需要利用发射塔架上的封闭间及空调来控制温度在一定范围内，以保证发动机推力性能。然而，随着航天技术的发展，由于需要发射塔架在更高且更大的平台处实现封闭间温度控制带来的技术难度更大、经费更高，而且无整流罩式的逃逸塔及飞船组合体无法实现逃逸主发动机全覆盖的内部通气控温。因此，未来型号的载人飞船采用低成本高可靠性的长时间自控温逃逸主发动机是一个降低系统复杂程度、减少成本的重要发展方向。

为了能够快速启动和响应，逃逸塔一般选择固体火箭发动机作为实现动力学主推力的逃逸主发动机，以使返回舱快速逃离火箭爆炸源。对逃逸主发动机，一方面与火箭的快速逃逸距离需求决定了其需要较大推力，另一方面需要逃逸主发动机推力尽可能小以便减少逃逸塔返回舱连接结构重量，此外需要逃逸主发动机推力偏差尽可能控制在较小偏差范围内以便实现精准控制。然而，固体火箭发动机的推力对发射时燃料温度极为敏感，主要体现在：若发射时逃逸主发动机燃料的温度过高(以海南发射场全年环境温度为例，可达39.1℃)，当需要逃逸主发动机启动时，可能会产生由于推力过大导致的逃逸塔调姿失败甚至是结构件拉断等风险；若发射时逃逸主发动机燃料温度过低(以海南发射场全年环境温度为例，可达4.2℃)，当需要逃逸主发动机启动时，则有可能会由于逃逸塔推力不足而无法在规定时间内离开火箭的爆炸范围；若逃逸主发动机实际推力值与设计状态偏差过大，则其作为控制输入的推力模型不准确将导致控制不准确，严重时导致控制失效。因此，保证逃逸主发动机在待发期间的温度对于保证逃逸主发动机推力性能起到决定性作用，因而其对逃逸塔满足设计指标至关重要，在逃逸塔设计的过程中需要重点分析和验证发动机长时间控温的能力。

目前我国的神舟系列飞船采用的CZ-2F逃逸主发动机的发射场塔架有封闭间将逃逸塔整体封闭在内，封闭间内可通空调保证温度。如发射任务时段遇到极端环境条件，则对逃逸塔穿保温衣进一步控制逃逸发动机燃料温度，保温衣上接有送风管道。如此复杂大型、需要人为操作的保温实现技术已不适应载人航天领域新一代载人飞船的一体化、低成本、智能化技术要求。

保证逃逸主发动机燃料温度在一定范围内，可以极大地缩小发动机偏差。在战术导弹中，常采用发射筒内保温空调来实现固体发动机的温度控制，然而在载人领域的逃逸塔中，未来随着更大型的火箭制造，愈发难以在发射塔架最顶部实现封闭间和空调温度控制；即使可以实现，其带来的代价将远远超过其所带来的效益。

发明内容

有鉴于此，本发明旨在提出一种逃逸主发动机，以解决上述问题。

本发明实施例提供一种逃逸主发动机，所述逃逸主发动机包括发动机本体以及设于所述发动机本体上的连接机构、点火装置和多个喷管；其中，所述发动机本体由外至内依次包括外壳、温控内胆和燃料室，所述温控内胆适于对所述燃料室升温和/或保温和/或降温。

优选地，所述温控内胆由外至内依次包括发泡保温层和碳纤维层。

优选地，所述温控内胆由外至内依次包括流体管路层和钢内胆。

优选地，所述温控内胆由外至内依次包括流体管路层、碳纤维层和铝合金内胆。

优选地，所述温控内胆由外至内依次包括碳纤维层和铝合金内胆，所述碳纤维层和所述铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。

优选地，所述温控内胆由外至内依次包括碳纤维层、第一层铝合金内胆和第二层铝合金内胆，所述第一层铝合金内胆和所述第二层铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。

优选地，所述流体管路层与所述外壳之间设有发泡保温层。

优选地，所述碳纤维层与所述外壳之间设有发泡保温层。

优选地，所述碳纤维层和所述外壳之间设有至少一个穿舱孔，所述电加热片的线路经所述穿舱孔引出并连接至电源。

优选地，所述发动机本体上还设有安全机构，所述安全机构适于切断或连通所述点火装置与所述燃料室之间的连接。

本发明实施例的逃逸主发动机结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制，可解决大范围环境温度发射条件下的燃料初始温度过大问题(可缩小温差带至±5℃)，可平衡解决温差带和所需要的资源(例如加热所需功率、相变材料额外质量)的问题，应用前景广阔。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例的逃逸主发动机的结构示意图；

图2为本发明第一实施例的温控内胆的结构示意图；

图3为本发明第二实施例的温控内胆的结构示意图；

图4为本发明第三实施例的温控内胆的结构示意图；

图5为本发明第四实施例的温控内胆的结构示意图；

图6为本发明第五实施例的温控内胆的结构示意图；

图7为本发明第六实施例的温控内胆的结构示意图；

图8为本发明第七实施例的温控内胆的结构示意图；

图9为本发明第八实施例的温控内胆的结构示意图；

图10为本发明第九实施例的温控内胆的结构示意图；

图11为本发明实施例的电加热片的布置示意图。

具体实施方式

此说明书实施方式的描述应与相应的附图相结合，附图应作为完整的说明书的一部分。在附图中，实施例的形状或是厚度可扩大，并以简化或是方便标示。再者，附图中各结构的部分将以分别描述进行说明，值得注意的是，图中未示出或未通过文字进行说明的元件，为所属技术领域中的普通技术人员所知的形式。

此处实施例的描述，有关方向和方位的任何参考，均仅是为了便于描述，而不能理解为对本发明保护范围的任何限制。以下对于优选实施方式的说明会涉及到特征的组合，这些特征可能独立存在或者组合存在，本发明并不特别地限定于优选的实施方式。本发明的范围由权利要求书所界定。

如图1所示，是本发明实施例的逃逸主发动机的结构示意图。所述逃逸主发动机包括发动机本体1以及设于发动机本体1上的连接机构2、点火装置3和多个喷管4。其中，发动机本体1由外至内依次包括外壳5、温控内胆6和燃料室7，所述温控内胆6用于对所述燃料室7升温和/或保温和/或降温。其中，连接结构2用于逃逸主发动机连接至飞行器，其可包括螺栓等常规零部件，喷管4受燃料室7内的燃料引爆后为逃逸主发动机提供推力。通过与发动机一体化设置的温控内胆6实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置(例如通过设置在飞行器的发射塔架上的空调装置)对发动机控温所带来的成本和资源耗费，易于实现，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制。

如图1所示，在本实施例中，逃逸主发动机还包括设置在发动机本体1上的安全机构8，安全机构8可设置在点火装置3的旁边，用于切断或连通点火装置3与燃料室7之间的连接。例如，在存放、运输、待发等无需逃逸主发动机工作的情况下，安全机构8应锁定以防止误触发导致的发动机工作；当需要逃逸主发动机具备使能状态时，安全机构8解锁，发动机接收工作信号后完成预定功能。温控内胆6和燃料室7之间还设有绝热层9，燃料室7内设有燃料，绝热层9用于隔绝燃料燃烧产生的热量，并在燃料燃烧最后不烧至发动机的外壳5。可选地，燃料选用常规HTPB基燃料，绝热层9使用与温控内胆6粘接性能良好的丁腈绝热层。

可选地，本实施例的逃逸主发动机采用固体火箭发动机形式，以增大初始推力，达到逃逸主发动机可快速携带飞船逃离的目的。

可选地，点火装置3的作用为点燃固体火箭发动机。若发动机装燃料量较小，采用点火装置3直接引爆燃料；若发动机装燃料量较大，则点火装置3先引爆内部小火箭，小火箭进一步引爆燃料，以防止点火装置3点火药量不足而无法及时引燃全部燃料。

可选地，点火装置3采用远距离发火装置，点火采用电传爆系统或非电传爆系统。

可选地，本实施例包括四个喷管4，四个喷管4沿发动机本体1的周向等间隔(即90°)排布，以提供均匀的推力。图1中仅示出两个喷管4，是用作示意，不用于限制本发明。在实际情况中，可以根据需求调整喷管4的数量(至少两个)，喷管4的排布方式(等间隔或非等间隔)，以及喷管4与发动机本体1的角度(用于调整发射方向和角度)等参数，本实施例不再赘述。

发动机本体1的外壳5作用为承受气动压力，可以选用金属材料，优选采用铝外壁，外涂层采用防热漆，达到减轻质量的目的。铝外壁的厚度可根据最恶劣工况下(例如最大动压点处)需承受的气动力展开设计，防热漆的厚度和不同位置的均匀程度可以最大热流密度展开设计。

本发明实施例的逃逸主发动机结构简单，通过与发动机一体化设置的温控内胆实现对发动机的温度控制，省去了通过在外部设置温控装置对发动机控温所带来的成本和资源耗费，而且温控响应快、范围广，实现了低成本化下的发动机温度高效、稳定控制，可解决大范围环境温度发射条件下的燃料初始温度过大问题(可缩小温差带至±5℃)，可平衡解决温差带和所需要的资源(例如加热所需功率、相变材料额外质量)的问题，应用前景广阔。

下面以九个实施例来具体说明本发明的逃逸主发动机，各实施例的温控内胆6具有不同的结构。

第一实施例

如图2所示，是本发明第一实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。温控内胆6由外至内依次包括发泡保温层和碳纤维层。发泡保温层用于实现温度保护，碳纤维层具备良好的力学性能，既可以支撑燃料燃烧时产生的压力，又可以产生良好的绝热效果。

本实施例基于发泡材料实现保温，优势是无需额外的加热系统，布置简单且易于实现。劣势是仅能在一定的温度范围内实现保温，目标温度上下偏差较大，受目标温度和环境温度影响大，无主动控温调整能力。适用于无需精确控制温度，仅需要在一定程度内缩小发动机温度在环境温度变化下的自循环温度范围的情况下采用。

第二实施例

如图3所示，是本发明第二实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。温控内胆6由外至内依次包括流体管路层和钢内胆。流体回路为流体管路形式，其内可通高温液体循环用于实现发动机升温，或通低温液体循环用于实现发动机降温。钢内胆在起到承受燃烧室7压力的同时，具备良好的热传导性能，可使流体回路中热量较好地传入燃料室7内燃料中。

本实施例基于流体回路的设置可实现发动机自控温，优势是响应速度快，且无需发泡材料带来的额外重量。劣势是与外界换热效率高、能源耗费大。适用于需要精确控温，但无需考虑系统重量代价、能源消耗水平时采用。

第三实施例

如图4所示，是本发明第三实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。温控内胆6由外至内依次包括流体管路层、碳纤维层和铝合金内胆。流体回路层的设置及作用与第二实施例一致，在此不再赘述。相比于第二实施例，采用碳纤维层+铝合金内胆代替钢内胆，可以有效减轻重量，其中，碳纤维层作为承担压力的外层，铝合金内胆用于燃料固化的反应釜以及承担密封作用。但是碳纤维层采用纤维复合材料导热性能差，需要更大功率的加热能源对其进行加热，且加热反应迟滞，在紧急加热情况下无法快速达到指定温度。

在第二实施例及第三实施例中，流体管路层与钢内胆或铝合金内胆之间通过焊接方式固定连接。若无法采用焊接方式固定连接，则应对流体管路采用热装配，确保冷却后流体管路与钢内胆和铝合金内胆之间压紧压实，并在接触区域附近涂导热脂处理，以增强换热能力。

第四实施例

如图5所示，是本发明第四实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。温控内胆6由外至内依次包括碳纤维层和铝合金内胆，所述碳纤维层和所述铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。其中，铝合金内胆作为燃料室7燃料固化的反应釜，并承担密封作用，非承受压力部件(最小可达2mm)，占用空间和重量小。电加热片附着于铝合金内胆外表面，通过加热线缆(未图示)与外界电源相连。碳纤维层在铝合金内胆和电加热片上缠绕，相比传统的金属燃烧室外壳，采用复合材料的碳纤维层可以减重。

可选地，铝合金内胆的内侧可以设置绝缘涂层，防止电加热导致的燃料误燃。

可选地，在加工时先进行温控内胆6的加工，由外至内加工及装配，在丁腈绝热层9涂层后装填燃料。

可选地，在加工时第一步骤为在铝合金内胆的外侧粘贴电加热片，可使用硅橡胶作为粘贴材料。例如，在粘贴电加热片之前，先在铝合金内胆的外壁上涂刷硅橡胶材料，硅橡胶涂层厚度应当不小于0.5mm，电加热片可以通过绝缘的硅橡胶涂层与绝热层9之间隔离。

可选地，在上述粘贴电加热片完成后，在其外侧再刷涂一层硅橡胶作为保护。

在本实施例中，在电加热片安装到位后，使用碳纤维材料在外侧缠绕，形成碳纤维层。碳纤维材料具备良好的力学性能，可以支撑燃料燃烧时产生的压力，又由于其缠绕的方式接触面积较小具备良好的绝热性能。

需要注意的是，为了更快到达目标温度，需要更高的电加热片温度。然而局部加热温度过高有一定可能导致发动机绝热层或燃料药柱脱粘，进而影响发动机安全性和可靠性。并且，温控内胆6自身需满足支撑火药燃烧时发动机的燃烧室7内部产生的压力和逃逸塔在躺平姿态下地面运转过程中自身重力对外壳的压力。

本实施例基于电加热片的设置可实现发动机自控温，优势是响应速度快，且无需发泡材料带来的额外重量。劣势是与外界换热效率高、能源耗费大。适用于需要精确控温，但无需考虑系统重量代价、能源消耗水平时采用。

第五实施例

如图6所示，是本发明第五实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。温控内胆6由外至内依次包括碳纤维层、第一层铝合金内胆和第二层铝合金内胆，第一层铝合金内胆和第二层铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。相比于第四实施例，采用双层铝合金内胆代替单层铝合金内胆，可以避免碳纤维层缠绕时破坏电加热片及电加热片线缆，确保安装可靠性和结构的热性能可靠性。

第六实施例

如图7所示，是本发明第六实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。本实施例是在上述第二实施例(图3)的基础上，在流体管路层与外壳5之间设有发泡保温层。相比于第二实施例，通过增设发泡保温层为发动机提供保温手段，优势是既可以实现温度精确控制，又可以借助与外部环境换热效率低的优势减少能源消耗。劣势是发泡保温层的设置带来重量的增加。适用于综合平衡温控精度和所付出的额外代价时，可采用采用本实施例，以减少持续控温带来的能源消耗。

第七实施例

如图8所示，是本发明第七实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。本实施例是在上述第三实施例(图4)的基础上，在流体管路层与外壳5之间设有发泡保温层。相比于第三实施例，通过增设发泡保温层为发动机提供保温手段，优势是既可以实现温度精确控制，又可以借助与外部环境换热效率低的优势减少能源消耗。劣势是发泡保温层的设置带来重量的增加。适用于综合平衡温控精度和所付出的额外代价时，可采用采用本实施例，以减少持续控温带来的能源消耗。

第八实施例

如图9所示，是本发明第八实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。本实施例是在上述第四实施例(图5)的基础上，在碳纤维层与外壳5之间设有发泡保温层。相比于第四实施例，通过增设发泡保温层为发动机提供保温手段，优势是既可以实现温度精确控制，又可以借助与外部环境换热效率低的优势减少能源消耗。劣势是发泡保温层的设置带来重量的增加，且无法实现降温处理，仅可利用电加热片进行加热，因此更适用于相较环境温度较高控温点对应的发射工况。适用于综合平衡温控精度和所付出的额外代价时，可采用采用本实施例，以减少持续控温带来的能源消耗。

第九实施例

如图10所示，是本发明第九实施例的逃逸主发动机的温控内胆的结构示意图。本实施例是在上述第五实施例(图6)的基础上，在碳纤维层与外壳5之间设有发泡保温层。相比于第五实施例，通过增设发泡保温层为发动机提供保温手段，优势是既可以实现温度精确控制，又可以借助与外部环境换热效率低的优势减少能源消耗。劣势是发泡保温层的设置带来重量的增加，且无法实现降温处理，仅可利用电加热片进行加热。适用于综合平衡温控精度和所付出的额外代价时，可采用采用本实施例，以减少持续控温带来的能源消耗。

在第六实施例、第七实施例、第八实施例和第九实施例中，完成碳纤维材料缠绕之后，需要使用定制工装将制备好的碳纤维层和气动外壁固定好，保证其相对位置为最终状态位置之后，在碳纤维层和气动外壁之间的狭缝中灌注发泡材料。优选地，发泡材料选用聚氨酯，在可以自动成型的同时具备一定的力学性能，其在发泡过程中产生的疏松多孔的结构也有利于保温。具体地，待发泡材料发泡成型之后，认定保温内胆制作过程全部结束。上述发泡材料可以提前定型贴合在碳纤维层上，也可在外部制造气动外壁后填充固化，其工艺步骤可以视实际情况而选择。

在第二实施例、第三实施例、第六实施例和第七实施例中，流体回路经管路(未图示)引出至外部流体输入设备，可采用带有温控机的流体输入设备，通过流体管路循环至流体回路中以形成流体回路的温度控制能力。流体回路的管路布线和流体输入设备本实施例在此不多赘述。

在第四实施例、第五实施例、第八实施例和第九实施例中，碳纤维层和外壳5之间设有至少一个穿舱孔(未图示)，电加热片的供电线路经所述穿舱孔引出并连接至外部电源。若需要逃逸主发动机在飞行时持续控温，则外部电源的来源为飞船自身的能源。优选地，若无需逃逸主发动机在飞行期间持续保温，则外部电源的来源为地面设施，例如可由地面发射场通过电连接器供给。另外，还可以采用一次性使用的热电池，通过绝缘线缆将电能源接入至电加热片中。

如图11所示，是本发明第四实施例、第五实施例、第八实施例和第九实施例的电加热片的布置示意图。电加热片的数量为至少两个，若干电加热片可以横排列、纵排列或横纵排列，若干电加热片之间的间距可以等间隔也可以不等间隔(即均匀或不均匀布置)。优选地，电加热片的电功率不宜过大，避免工作过程中因温度过高而毁坏，可采用0.5W/m²的电加热片，其数量应使得总功率满足实际工作需求，且多个加热片以均匀、等间隔地布置为优。

以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种逃逸主发动机，其特征在于，所述逃逸主发动机包括发动机本体(1)以及设于所述发动机本体(1)上的连接机构(2)、点火装置(3)和多个喷管(4)；

其中，所述发动机本体(1)由外至内依次包括外壳(5)、温控内胆(6)和燃料室(7)，所述温控内胆(6)对所述燃料室(7)升温和/或保温和/或降温。

2.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括发泡保温层和碳纤维层。

3.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括流体管路层和钢内胆。

4.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括流体管路层、碳纤维层和铝合金内胆。

5.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括碳纤维层和铝合金内胆，所述碳纤维层和所述铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。

6.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述温控内胆(6)由外至内依次包括碳纤维层、第一层铝合金内胆和第二层铝合金内胆，所述第一层铝合金内胆和所述第二层铝合金内胆之间设有至少一个电加热片。

7.根据权利要求3或4所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述流体管路层与所述外壳(5)之间设有发泡保温层。

8.根据权利要求5或6所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述碳纤维层与所述外壳(5)之间设有发泡保温层。

9.根据权利要求8所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述碳纤维层和所述外壳(5)之间设有至少一个穿舱孔，所述电加热片的线路经所述穿舱孔引出并连接至电源。

10.根据权利要求1所述的逃逸主发动机，其特征在于，所述发动机本体(1)上还设有安全机构(8)，所述安全机构(8)切断或连通所述点火装置(3)与所述燃料室(7)之间的连接；

所述温控内胆(6)和所述燃料室(7)之间还设有绝热层(9)。

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