基于冷气辅助动力系统的星箭分离系统及方法与流程

本发明涉及航天运载火箭，具体地，涉及一种基于冷气辅助动力系统的星箭分离系统及方法。

背景技术：

1、随着商业航天和小卫星产业的蓬勃发展，一箭多星发射任务日益增多。为了充分利用运载火箭整流罩内的空间，卫星常采用堆叠式构型（即上下层叠放置），通过堆叠柱或承力框进行串联。

2、现有的反推火箭星箭分离方案在卫星包络超出箭体外包络时，反推火箭产生的高温羽流极易对相邻卫星或箭体结构造成热损伤和污染，且羽流干扰力矩难以精确分析，存在安全隐患。

3、现有公开号为cn118953711b的中国专利，其公开了一种带分离导向的星箭分离装置及星箭分离方法，带分离导向的星箭分离装置包括拔销器、锁座、锁芯筒、分离弹簧、解锁推杆、弹簧套筒、锁体、锁块、锁芯弹簧和限位杆，锁座具有装配腔体，装配腔体的侧壁设有拔销器；锁芯筒安装在装配腔体上端且与装配腔体同轴布置，弹簧套筒同轴套设在解锁推杆外且弹簧套筒下端与解锁推杆下端连接，解锁推杆同轴套设在锁芯筒下端内部，弹簧套筒套设在锁芯筒的下端外部；分离弹簧套设在弹簧套筒外侧，分离弹簧下端与装配腔体下端连接，分离弹簧上端与弹簧套筒上端连接；拔销器能沿装配腔体径向伸缩实现对弹簧套筒的锁定或解锁；锁体适配安装在锁芯筒内且能从锁芯筒上端伸出，锁体上端设有卫星连接杆。

4、现有的星箭分离弹簧方案在堆叠式构型下存在显著缺陷：上层卫星分离后，其分离弹簧装置往往遗留在下层卫星的堆叠柱上，增加了非必要的“留星质量”。此外，分离弹簧产生的推力中心若与卫星质心不重合，会产生较大的姿态干扰力矩。由于不同卫星的横向质心位置各异，火箭方往往需要针对不同卫星定制多款分离弹簧，导致设计、生产和安装复杂，成本高昂。

技术实现思路

1、针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种基于冷气辅助动力系统的星箭分离系统及方法。

2、根据本发明提供的一种基于冷气辅助动力系统的星箭分离系统，包括高压气源模块、气体分配模块、推力执行模块、控制系统以及星箭机械连接机构；

3、所述高压气源模块安装于运载火箭末子级的箱间段内壁，用于向所述气体分配模块输出经减压的冷气；

4、所述气体分配模块包括气体分配管路和多个电磁阀，所述气体分配管路的一端与所述高压气源模块连通，另一端分为多条支路，多条支路分别与多个所述电磁阀的入口连通；

5、所述推力执行模块包括多个推力室，多个所述推力室分别周向间隔安装于运载火箭末子级的贮箱后短壳外壁，且分别与多个所述电磁阀的出口连通，所述推力室的喷管轴线与运载火箭末子级的纵轴呈夹角，且所述推力室的出气方向在运载火箭末子级的运行方向上具有同向分量；

6、所述星箭机械连接机构设置在所述运载火箭末子级的运行方向前端，用于连接卫星；

7、所述控制系统分别与所述高压气源模块、多个所述电磁阀、所述星箭机械连接机构以及运载火箭的惯性测量组件电连接，所述控制系统根据预设分离程序或所述惯性测量组件获取的姿态数据，分别控制所述高压气源模块、多个所述电磁阀、所述星箭机械连接机构切换工作状态，打开的电磁阀对应的所述推力室喷出冷气，对运载火箭末子级施加减速推力和/或姿态调节力矩。

8、优选地，所述高压气源模块包括高压气瓶、电爆阀、减压阀以及充气手阀；

9、所述减压阀通过供气管路与所述高压气瓶的出口连通；

10、所述电爆阀设置在所述高压气瓶与所述减压阀之间的供气管路上；

11、所述充气手阀设置于所述电爆阀的上游。

12、优选地，所述高压气源模块还包括缓冲容腔、过滤器以及常值耗气装置；

13、所述过滤器设置于所述减压阀的入口侧，所述缓冲容腔和所述常值耗气装置设置于所述减压阀的出口侧，所述缓冲容腔与所述气体分配管路连通；

14、所述常值耗气装置用于在各所述电磁阀关闭时维持所述减压阀出口侧的气体压力稳定。

15、优选地，所述高压气瓶中的高压气体工质为氮气，所述高压气瓶的工作压力范围为20mpa至35mpa。

16、优选地，所述高压气瓶和所述减压阀的壳体采用钛合金制成，所述气体分配管路采用不锈钢制成。

17、优选地，所述推力室通过支架固定于所述运载火箭末子级的贮箱后短壳外壁；

18、所述推力室的喷管轴线与所述运载火箭末子级的纵轴之间的夹角为5°至10°。

19、优选地，所述推力室的外侧设置有整流罩，所述整流罩包括安装在整流罩端面的整流罩头罩，所述整流罩头罩通过整流罩捕获机构与所述整流罩的主体连接。

20、根据本发明提供的一种基于冷气辅助动力系统的星箭分离方法，采用上述中任一项所述的基于冷气辅助动力系统的星箭分离系统，包括以下步骤：

21、控制系统控制各电磁阀保持关闭，并控制所述高压气源模块切换为开启状态，向所述气体分配模块供给冷气；

22、到达预定分离点后，惯性测量组件获取所述运载火箭末子级的实时姿态角和角速度，控制系统控制星箭机械连接机构解锁；

23、控制系统根据预设分离程序或实时姿态角和角速度调节各电磁阀22的开启组合和开启时长，冷气通过开启的电磁阀进入对应的所述推力室并向外喷出，对所述运载火箭末子级施加与其飞行方向相反的推力，使所述运载火箭末子级减速并与所述卫星拉开相对距离；且使所述推力室产生姿态修正力矩，对所述运载火箭末子级进行姿态稳定控制；

24、在卫星与运载火箭末子级达到预定安全分离距离后，控制已开启的所述电磁阀关闭。

25、优选地，在控制所述高压气源模块向所述气体分配模块供给冷气之前，还包括：

26、所述高压气源模块保持初始关闭状态；

27、在运载火箭离开发射台并达到预定高度后，控制系统控制各所述电磁阀短时开启，将位于所述高压气源模块中电爆阀下游管路内的残余气体经所述推力室排出；

28、在残余气体排空后，控制系统控制各所述电磁阀关闭。

29、优选地，星箭分离方法包括多个卫星的依次分离；

30、在卫星与运载火箭末子级达到预定安全分离距离后，控制已开启的所述电磁阀关闭，等待一段时间，进行下一颗卫星与运载火箭末子级的分离；

31、在最后一颗卫星与运载火箭末子级达到预定安全分离距离后，控制已开启的所述电磁阀关闭，等待一段时间，控制多个所述电磁阀再次开启，直至所述高压气源模块的气体耗尽，所述运载火箭末子级执行钝化离轨。

32、与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：

33、本发明通过采用氮气作为气体工质，无高温羽流，避免了对卫星的热损伤和化学污染，特别适用于精密载荷和堆叠式卫星；

34、冷气辅助动力系统设置在运载火箭末子级上，分离动力完全由运载火箭末子级提供，卫星无需配置分离弹簧或反推火箭，不受卫星横向质心横移的影响，无需针对不同卫星定制分离装置，显著降低了工程复杂度；分离动力源完全保留在运载火箭末子级上，不增加卫星的留星质量，提高了卫星的有效载荷比；

35、且控制系统根据预设分离程序或实时姿态角和角速度调节各电磁阀的开启组合和开启时长，具备姿态闭环控制能力，可在运载火箭末子级减速并与卫星拉开相对距离的分离过程中实时调整运载火箭末子级的姿态，减小分离干扰对后续批次卫星姿态的影响。