一种航天器推进剂管理方法与流程

本发明涉及一种航天器推进剂管理方法，特别是空间多次起动航天器，属于推进剂管理技术领域。

背景技术：

对于运载火箭、卫星等航天器，需要完成变轨、轨道调整或位置保持，要求在微重力环境下多次起动，存在液体推进剂的管理问题。推进剂管理是航天器处于滑行、冷分离和其它失重情况下必须考虑的问题，主要保证贮箱内气液分离，使贮箱排气可靠进行和推进剂可靠沉底，避免贮箱为发动机供给的推进剂中夹杂气体。

目前运载火箭及卫星主要采用“挤压式”、“沉底式”和利用表面张力原理的推进剂管理装置(pmd)三种空间微重力条件下液体推进剂的管理方法。

挤压式的推进剂管理方法是在贮箱内有一层橡胶膜或者金属膜，利用高压气体通过这层膜挤压推进剂，按要求将推进剂输送到发动机。它的优点是挤出效率高、工作可靠、能在各种不利加速度下正常工作。但是也存在不少问题，例如橡胶膜与推进剂的相容问题、金属膜疲劳问题以及低温推进剂问题等等，结构质量也相对较大。它不适用于大型运载火箭，早期曾用于卫星上，现在不多见，只是在航天器或运载器的姿控发动机系统中采用这种液体推进剂的管理方法，属于主动式推进剂管理方法。

沉底式推进剂管理方法是利用小型火箭发动机、推力器或姿控发动机的推力将推进剂沉在贮箱出流口，保证发动机推进剂的供应，属于半被动式推进剂管理方法。这种管理方式工作可靠，但需要消耗推进剂或高压气瓶中的气体产生沉底推力，减少了有效载荷质量。尤其是对于需要在空间多次起动的航天器，采用沉底式推进剂管理方法将消耗过多的姿控推进剂，降低航天器的运载能力。

利用表面张力原理的推进剂管理装置是利用微重力环境下液体表面张力的特性，设计的一种无源的推进剂管理装置，属于被动式推进剂管理方法。其优点是可靠性高(无源)、与推进剂相容性好，在卫星上得到广泛的应用，但对于推进剂加注量较大的航天器，由于贮箱尺寸较大，如果采用贮箱全管理方案，贮箱管理装置重量将很大，导致航天器结构质量大幅增加，降低航天器的运载能力。

技术实现要素：

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种航天器推进剂管理方法，该方法适用于空间微重力环境下多次起动航天器的推进剂管理方法，保证贮箱出液不夹杂气体的同时，避免消耗过多的姿控推进剂，同时降低航天器结构重量。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种航天器推进剂管理方法，通过推进剂贮存与输送系统实现，所述推进剂贮存与输送系统包括贮箱、起动篮装置和输送管，所述贮箱的腔体底部设有起动篮装置，起动篮装置包括外框和排气管，所述外框为一端开口的腔体结构，腔体结构的顶部和侧壁分布第一通孔，腔体结构的开口端与贮箱底部连接，所述排气管设置在外框顶部，用于将外框内的气体排出；所述输送管与贮箱底部连通；

具体实现步骤如下：

步骤(一)、将推进剂通过贮箱底部安装的输送管加注到贮箱中，完成地面推进剂加注，地面推进剂加注完成后，起动篮装置中全部为液体推进剂；

步骤(二)、当航天器发动机需要点火时，发动机上的阀门打开，贮箱内起动篮装置中的液体推进剂在贮箱压力作用下，通过输送管输送至发送机，发动机进行点火；

步骤(三)、贮箱内起动篮装置外部的液体推进剂下沉，为起动篮装置补充液体推进剂，所述液体推进剂通过输送管持续输送至发送机，直至发动机点火结束；为起动篮装置补充液体推进剂的过程中，起动篮装置的外框内气体通过排气管向外排出，直至起动篮装置中全部为液体推进剂；

步骤(四)、当发动机需要再次点火时，返回步骤(二)。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述外框包括骨架和筛网，所述筛网覆盖在骨架上形成一端开口的腔体结构。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述外框为圆柱结构或圆台结构。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述排气管一端与外框连通，另一端的端面上开设第二通孔；所述排气管与外框的顶部端面垂直。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述外框上分布的第一通孔的孔径小于排气管端面上开设的第二通孔的孔径。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述排气管的高度h满足如下公式：

ρgh＞p

其中：ρ为推进剂密度，g为航天器轴向过载，p为排气管顶部端面的泡破点。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述发动机点火持续时间大于或等于起动篮装置中液体推进剂充填满整个起动篮装置所需时间。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述外框顶部和侧壁上分布若干第一通孔，且若干第一通孔的孔径相同；所述排气管端面上开设若干第二通孔，且若干第二通孔的孔径相同。

在上述航天器推进剂管理方法中，假设步骤(三)中起动篮装置中液体推进剂全部消耗完所需时间为t1；贮箱内起动篮装置外部的液体推进剂开始下沉，到与起动篮装置中外框开始接触的时间为t2，满足：t1＞t2。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述起动篮装置中外框与排气管容积之和v满足:

v＞qt2

其中：q表示输送管输出推进剂的体积流量。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述推进剂贮存与输送系统还包括气枕，地面推进剂加注完成后，气枕位于推进剂的上方。

在上述航天器推进剂管理方法中，贮箱为两种，同时为发动机提供液体推进剂，两种贮箱中分别装填氧化剂和燃烧剂，两种贮箱中外框上分布的第一通孔孔径不同，排气管顶部端面上开设的第二通孔的孔径不同。

在上述航天器推进剂管理方法中，所述贮箱中装填的氧化剂为四氧化二氮，燃烧剂为偏二甲肼。

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

(1)、本发明克服现有技术的不足，首次提出在推进剂贮箱中设置起动篮装置，通过其蓄留与再充填，满足航天器多次起动推进剂管理需求；

(2)、本发明起动篮装置采用外框和排气管的结构设计，通过外框将推进剂蓄留在其内部，通过排气管将外框内的气体排出，实现推进剂的多次充填，进而满足发动机多次起动要求；同时本发明还对外框与排气管的结构形式进行优化设计。

(3)、本发明对起动篮装置中外框容积、排气管高度、航天器轴向过载等参数进行优化设计，进一步保证了贮箱在任何时刻提供给发动机的推进剂不夹杂气体，确保了发动机的可靠工作；

(4)、本发明提出的空间多次起动推进剂管理方法，与传统的姿控发动机沉底方式相比，在主发动机起动前无需姿控发动机沉底，大大节省了姿控推进剂用量；

(5)、本发明提出的空间多次起动推进剂管理方法，由于无需姿控发动机沉底，使航天器控制系统控制指令大大减少，简化了控制系统设计；

(6)、本发明提出的空间多次起动推进剂管理方法，与采用推进剂全管理贮箱方案相比，大大减轻了贮箱及管理装置的重量，减轻航天器结构质量，提高航天器运载能力。

附图说明

图1为本发明推进剂贮存与输送系统结构组成示意图；

图2为本发明起动篮装置结构示意图，其中图2a为起动篮装置整体示意图，图2b为外框局部放大图1，图2c为外框局部放大图2；

图3为本发明排气管顶部端面示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

如图1所示为本发明推进剂贮存与输送系统结构组成示意图，本发明航天器推进剂管理方法通过推进剂贮存与输送系统实现，推进剂贮存与输送系统具体包括贮箱1、起动篮装置、输送管2和气枕6。其中贮箱1腔体结构的底部设有起动篮装置，且输送管(2)与贮箱(1)底部连通。

如图2所示为本发明起动篮装置结构示意图，其中图2a为起动篮装置整体示意图，图2b为外框局部放大图1(图2a中画圈处的局部放大图)，图2c为外框局部放大图2(图2a中画圈处的局部放大图)。起动篮装置包括外框3和排气管4，外框3为一端开口的腔体结构，腔体结构的顶部和侧壁分布若干第一通孔7，腔体结构的开口端与贮箱1底部通过焊接连接。外框3包括骨架3-1和筛网3-2，筛网3-2覆盖在骨架3-1上形成外框3，外框3可以为空心圆柱结构或圆台结构。如图2b、2c所示，筛网3-2上均匀分布第一通孔7，第一通孔7可以为方形孔或圆形孔，且第一通孔7的孔径相同。外框3和排气管4均采用金属材质，例如可以采用钛合金与不锈钢等。

排气管4设置在外框3顶部，且与外框3的顶部端面垂直。排气管4一端与外框3连通，另一端的端面上开设若干第二通孔8。如图3所示为本发明排气管顶部端面示意图，第二通孔8可以为方形孔或圆形孔，且第二通孔8的孔径相同。排气管4高度h满足如下公式：

ρgh＞p

其中：ρ为推进剂密度，g为航天器轴向过载，p为排气管顶部端面的泡破点。ρgh表示排气管顶部与外框顶部之间的压力差。

本发明中外框3上均匀分布的第一通孔7的孔径小于排气管4端面上开设的第二通孔8的孔径。

本发明航天器推进剂管理方法具体包括如下步骤：

步骤(一)、将推进剂5通过贮箱1底部安装的输送管2加注到贮箱(1)中，完成地面推进剂加注；地面推进剂加注完成后，气枕6位于推进剂5的上方，起动篮装置中全部为液体推进剂。

步骤(二)、贮箱1内起动篮装置初始状态为充满液体状态，由于液体表面张力原理，起动篮内部的推进剂5将蓄留在其内部，气体无法进入。

当航天器发动机需要点火时，发动机上的阀门打开，贮箱1内起动篮装置中的液体推进剂5在贮箱1中气枕6压力作用下，通过输送管2输送至发送机，发动机进行第一次点火。

步骤(三)、贮箱1内起动篮装置外部的液体推进剂下沉至贮箱1底部，为起动篮装置补充液体推进剂5，液体推进剂5通过输送管2持续输送至发送机，直至发动机点火结束。

在为起动篮装置补充液体推进剂5的过程中，起动篮装置的外框3内气体通过排气管4向外排出，直至起动篮装置中全部为液体推进剂。

起动篮装置中外框3与排气管4的容积之和v满足:

v＞qt2

其中：q表示输送管输出推进剂的体积流量。t2为贮箱内起动篮装置外部的液体推进剂开始下沉，到与起动篮装置中外框开始接触的时间。

假设步骤(三)中起动篮装置中液体推进剂全部消耗完所需时间为t1，贮箱(1)内起动篮装置外部的液体推进剂开始下沉，到与起动篮装置中外框(3)开始接触的时间为t2，满足：t1＞t2。

步骤(四)、当发动机需要再次点火时，返回步骤(二)，重复上述步骤，此时起动篮装置中充填满液体推进剂。按照上述方法可以满足发动机的多次点火要求，满足航天器多次起动推进剂管理需求。

本发明中发动机点火持续时间大于或等于起动篮装置中液体推进剂充填满整个起动篮装置所需时间(即从起动篮装置为空到充填满液体推进剂所需时间)。

航天器主发动机第一次点火前，航天器处于空间微重力环境，贮箱内推进剂处于漂浮状态。主发动机第一次点火期间，起动篮内蓄留的推进剂提供给主发动机，随着液体消耗，起动篮内部可能进气。当主发动机推力稳定后，航天器建立轴向过载，贮箱内漂浮的推进剂沉到贮箱底部，起动篮外表面被推进剂覆盖。由于贮箱加速度方向向上，当过载达到一定数值时，起动篮外表面筛网位置和排气管顶部存在静压差，一旦起动篮内气体压力与排气管外部推进剂压力之差大于排气管顶部多孔端面的泡破点后，起动篮内部的气体将在静压差的作用下从排气管排出，使起动篮重新充满推进剂。起动篮推进剂充填过程中，贮箱给发动机正常供应推进剂，不受充填过程影响。

航天器主发动机第一次点火结束后，航天器轴向过载消失，贮箱内推进剂重新变为微重力漂浮状态，起动篮内推进剂蓄留在其内部，系统恢复到第一次点火前初始状态。

航天器第二次及后续各次点火过程中，重复上述过程，以此实现航天器空间多次起动推进剂管理。

当发动机为双组元发动机时，需要两种贮箱同时为发动机提供液体推进剂，本实施例中两种贮箱中分别装填四氧化二氮(氧化剂)和偏二甲肼(燃烧剂)。两种贮箱中外框3上分布的第一通孔7的孔径不同，排气管4顶部端面上开设的第二通孔8的孔径也不同。

本发明通过起动篮装置实现主发动机多次起动前推进剂的蓄留管理。采用起动篮装置后，无需进行推进剂沉底，简化动力系统工作时序，节约姿控推进剂用量。

实施例1

在本实例中，航天器推进剂选用偏二甲肼和四氧化二氮，贮箱1容积为700l，贮箱1高度为1300mm，起动篮装置容积为20l(外框3容积+排气管4容积)，排气管4的高度为150mm。由于偏二甲肼和四氧化二氮的表面张力系数、密度等参数不同，因此两种推进剂贮箱中的起动篮装置中第一通孔7孔径不同，且第二通孔8的孔径也不同。

在本实例中，航天器主发动机第一次点火过程中，航天器轴向过载为0.1g，在该过载下贮箱顶部的推进剂理论上需要1.63s可以从贮箱顶部运动到贮箱底部，起动篮装置内的推进剂蓄流量应保证在贮箱推进剂可靠沉底前不耗尽，一直为主发动机提供不夹杂气体的推进剂。

在本实例中，航天器主发动机单次点火时间应保证大于50s，以保证起动篮中的推进剂能够充填满，以备下次点火使用。本实施完成了5次发动机点火，均未出现推进剂夹气现象，实现了发动机的多次可靠工作。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。