CN115127826B - 飞行器、发动机的高空飞行试车系统及发动机 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种飞行器、发动机的高空飞行试车系统及发动机，所述飞行器包括：飞行器本体、第一发动机和第二发动机；所述第一发动机和所述第二发动机分别设置于所述飞行器本体；所述第一发动机为动力发动机，用于为所述飞行器提供动力；所述第二发动机为待试发动机，且与所述飞行器可拆卸连接；其中，所述第一发动机将所述飞行器推送至目标轨道后，至少在所述目标轨道对所述第二发动机进行真空试车。本发明通过将待试发动机发送至太空中，实现了待试发动机在真空环境下的点火与试车，节约了成本的同时，提升了待试发动机试车过程的准确性。

Description

飞行器、发动机的高空飞行试车系统及发动机

技术领域

本发明涉及火箭发动机技术领域，尤其涉及一种飞行器、发动机的高空飞行试车系统及发动机。

背景技术

目前，现有运载火箭二级以上使用的发动机需要真空环境下点火起动，处于严酷的低压、低温和微重力环境。在这样的恶劣环境下，发动机推进剂的充填、雾化、燃烧等过程以及发动机的工作特性都会发生改变，无法通过地面试验和仿真分析检验发动机性能。

因此，上世纪60年代以来，逐步开展了高空模拟试验台的研究与建设，即在地面通过大型实验设施模拟发动机整个飞行包线范围内的飞行环境，对发动机真空点火、起动、关机以及真空性能进行试验，以确保正式飞行试验时火箭系统的安全性和可靠性。但是，由于地面的高空模拟试车台的结构复杂，造价极其昂贵。尤其是对于大推力的发动机，满足其需要的高空模拟试车台需耗费上百亿经费，而且不能模拟微重力环境。目前缺乏大推力火箭发动机的高模试车台，这为大推力火箭发动机的高空模拟试车带来了困难。

发明内容

本发明提供一种飞行器、发动机的高空飞行试车系统及发动机，用以解决现有地面的高空模拟试车台存在结构复杂、造价极其昂贵，且不能模拟微重力环境等缺陷。

根据本发明第一方面提供的一种飞行器，包括：飞行器本体、第一发动机和第二发动机；所述第一发动机和所述第二发动机分别设置于所述飞行器本体；所述第一发动机为动力发动机，用于为所述飞行器提供动力；所述第二发动机为待试发动机，且与所述飞行器可拆卸连接；其中，所述第一发动机将所述飞行器推送至目标轨道后，至少在所述目标轨道对所述第二发动机进行真空试车。

可选地，还包括：动力组件，所述动力组件设置于所述飞行器本体；其中，所述动力组件分别与所述第一发动机和所述第二发动机连接，用于分别为所述第一发动机和所述第二发动机提供燃料；或者，所述动力组件与所述第二发动机连接，用于为所述第二发动机在真空状态下试车提供燃料。

可选地，所述动力组件包括：燃料供应模块、氧化剂供应模块、推进剂供应模块、配气模块和管路；所述燃料供应模块、所述氧化剂供应模块、所述推进剂供应模块和所述配气模块分别通过所述管路分别与所述第一发动机和所述第二发动机连接；或者，所述燃料供应模块、所述氧化剂供应模块、所述推进剂供应模块和所述配气模块分别通过所述管路与所述第二发动机连接。

可选地，还包括：试车台架，所述试车台架与所述飞行器连接，所述第二发动机与所述试车台架可拆卸连接。

所述试车台架包括：第一位置和第二位置；在所述第一位置下，所述第二发动机在真空状态下进行试车；在所述第二位置下，所述第二发动机用于为所述飞行器的推进提供动力。

可选地，还包括：回收模式，在所述回收模式下，且所述试车台架处于所述第二位置，则所述第二发动机为所述飞行器的回收提供动力。

可选地，所述飞行器为可回收的液体火箭。

可选地，所述目标轨道为亚轨道。

根据本发明第二方面提供的一种发动机的高空飞行试车系统，包括上述的飞行器。

可选地，还包括：地面第一控制模块和地面第二控制模块；所述地面第一控制模块至少与第一发动机连接，用于控制所述飞行器推进；所述地面第二控制模块至少与第二发动机连接，用于控制所述第二发动机在真空状态下进行试车。

根据本发明第三方面提供的一种发动机，对发动机进行试车时，采用上述的飞行器，或者上述的发动机的高空飞行试车系统。

本发明中的上述一个或多个技术方案，至少具有如下技术效果之一：本发明提供的一种飞行器、发动机的高空飞行试车系统及发动机，通过将待试发动机发送至太空中，实现了待试发动机在真空环境下的点火与试车，节约了成本的同时，提升了待试发动机试车过程的准确性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作以简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图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是本发明提供的飞行器的装配关系示意图之一；

图2是本发明提供的飞行器的装配关系示意图之二；

图3是本发明提供的飞行器中，第一发动机、第二发动机、动力组件、地面第一控制模块和地面第二控制模块的布置关系示意图之一；

图4是本发明提供的飞行器中，第一发动机、第二发动机、动力组件、地面第一控制模块和地面第二控制模块的布置关系示意图之二。

附图标记：

10、飞行器本体；

20、第一发动机；

30、第二发动机；

40、动力组件；41、燃料供应模块；42、氧化剂供应模块；43、推进剂供应模块；44、配气模块；45、管路；

50、试车台架；

60、地面第一控制模块；

70、地面第二控制模块。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明实施例和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明实施例的限制。此外，术语“第一”、“第二”、“第三”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

下面结合图1至图4本发明进行具体说明。

图1和图2为本发明提供的飞行器的装配关系示意图，从图1和图2中可以看出，飞行器本体10的端部设置有第一发动机20和第二发动机30，第一发动机20为动力发动机，第二发动机30为待试发动机。

可能地，如图2所示，第二发动机30与试车台架50连接，以实现在第一位置和第二位置之间的切换，飞行器本体10内还设置有动力组件40，以实现为第一发动机20和/或第二发动机30提供动力。

可能地，如图1和图2所示，图1为试车台架50的第一位置，第二发动机30在第一位置进行真空试车，图2为试车台架50的第二位置，第二发动机30在第二位置为飞行器本体10提供动力。

可能地，如图3和图4所示，是本发明提供的飞行器中，第一发动机20、第二发动机30、动力组件40、地面第一控制模块60和地面第二控制模块70的布置关系示意图，展示了动力组件40与第一发动机20、第二发动机30之间的连接关系，以及地面控制中心的地面第一控制模块60和地面第二控制模块70的设置关系。

可能地，在图3中，动力组件40分别独立的与第一发动机20和第二发动机30连接。

可能地，在图4中，动力组件40可选的与第一发动机20和第二发动机30连接。

可能地，如图3和图4所示，地面第一控制模块60至少与第一发动机20连接，用于控制飞行器推进；地面第二控制模块70至少与第二发动机30连接，用于控制第二发动机30在真空状态下进行试车。

下面结合具体实施方式对本发明进行具体说明。

在本发明的一些具体实施方案中，如图1至图4所示，本方案提供一种飞行器，包括：飞行器本体10、第一发动机20和第二发动机30；第一发动机20和第二发动机30分别设置于飞行器本体10；第一发动机20为动力发动机，用于为飞行器提供动力；第二发动机30为待试发动机，且与飞行器可拆卸连接；其中，第一发动机20将飞行器推送至目标轨道后，至少在目标轨道对第二发动机30进行真空试车。

需要说明的是，本发明通过飞行器将待试发动机发送至太空中，在真空环境下对待试发动机进行试车，一方面避免了在地面搭建高空模拟试车台的复杂工程，另一方面使得待试发动机能够在真实的真空环境中进行试车，便于对待试发动机在真空实际作业中的相关参数进行获取，为后期对发动机的优化提供真实的数据支持。

在可能的实施方式中，还包括控制器，控制器控制第一发动机20将飞行器推送至目标轨道后，控制器至少在目标轨道控制相应的动力组件40对第二发动机30进行真空试车。

在本发明一些可能的实施例中，还包括：动力组件40，动力组件40设置于飞行器本体10；其中，动力组件40分别与第一发动机20和第二发动机30连接，用于分别为第一发动机20和第二发动机30提供燃料；或者，动力组件40与第二发动机30连接，用于为第二发动机30在真空状态下试车提供燃料。

具体来说，本实施例提供了一种动力组件40的实施方式，动力组件40的设置，实现了第一发动机20和/或第二发动机30提供启动所需的动力，满足飞行器飞行过程中的动力需求，以及待试发动机在试车中的动力需求。

在可能的实施方式中，动力组件40为第一发动机20提供动力，第一发动机20作为飞行器的动力发动机，为飞行器的飞行提供动力，动力组件40为第一发动机20的燃料、氧化剂、推进剂和配气的相应部件，满足第一发动机20启动过程中所需相应动力的供应。

在可能的实施方式中，动力组件40为第二发动机30提供动力，第二发动机30作为待试发动机，在飞行器进入目标轨道后，根据动力组件40提供的相应动力进行相应项目的试车，动力组件40为第二发动机30的燃料、氧化剂、推进剂和配气的相应部件，满足第二发动机30在试车过程中所需相应动力的供应。

在可能的实施方式中，动力组件40分别为第一发动机20和第二发动机30提供动力，在实际的应用中，动力组件40输送的动力能源根据相应的指令，在分别与第一发动机20和第二发动机30连接的管路45之间进行切换，以满足第一发动机20对飞行器的推动，以及第二发动机30在目标轨道内的试车。

在可能的实施方式中，动力组件40分别为第一发动机20和第二发动机30提供动力，在实际的应用中，动力组件40输送的动力能源根据相应的指令，在分别与第一发动机20和第二发动机30连接的管路45之间进行切换，以满足第一发动机20对飞行器的推动，以及第二发动机30在目标轨道内的试车、第二发动机30对飞行器的推动。

在本发明一些可能的实施例中，动力组件40包括：燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43、配气模块44和管路45；燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44分别通过管路45分别与第一发动机20和第二发动机30连接；或者，燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44分别通过管路45与第二发动机30连接。

具体来说，本实施例提供了一种燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43、配气模块44和管路45的实施方式，燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44通过管路45实现了为第一发动机20和/或第二发动机30提供相应的燃料、氧化剂、推进剂和气体介质，满足飞行器的飞行需求，以及待试发动机的试车需求。

在可能的实施方式中，动力组件40可为待试发动机提供推进剂，并能实现推进剂沉底，同时也可为待试发动机提供氦气、氮气等高压、低压气体。

在本发明一些可能的实施例中，还包括：试车台架50，试车台架50与飞行器连接，第二发动机30与试车台架50可拆卸连接。

试车台架50包括：第一位置和第二位置；在第一位置下，第二发动机30在真空状态下进行试车；在第二位置下，第二发动机30用于为飞行器的推进提供动力。

具体来说，本实施例提供了一种试车台架50的实施方式，通过设置试车台架50，实现了对第二发动机30在第一位置和第二位置间的切换，使得第二发动机30能够在进行试车的同时，还能够为飞行器提供动力的支持。

在可能的实施方式中，试车台架50包括了与第二发动机30连接的架体，以及驱动架体动力的动力单元，试车台架50通过在第一位置和第二位置进行切换，改变了第二发动机30在试车和动力提供之间的切换。

在可能的实施方式中，试车台架50还包括相应的移动轨道和传感部件，以便于将第二发动机30在试车位置和动力提供位置之间进行切换，保证设备的安全运行。

在可能的实施方式中，试车台架50设置于飞行器的内部，在第一位置下，第二发动机30部分处于飞行器本体10的内部或者全部处于飞行器本体10的内部或者全部处于飞行器本体10的外部，在第二位置下，试车台架50将第二发动机30推送至相应的位置，以保证为飞行器提供动力，相应的位置可以是飞行器本体10的端部，也可以是飞行器本体10的周向侧部。

在本发明一些可能的实施例中，还包括：回收模式，在回收模式下，且试车台架50处于第二位置，则第二发动机30为飞行器的回收提供动力。

具体来说，本实施例提供了一种回收模式的实施方式，通过回收模式的设置，使得第二发动机30能够为飞行器的回收提供动力，在切换至回收模式时，需将试车台架50从第一位置切换至第二位置，以保证第二发动机30能够为飞行器的回收提供动力。

进一步地，在回收模式下，试车台架50处于第一位置时，则第一发动机20为飞行器的回收提供动力。

在本发明一些可能的实施例中，飞行器为可回收的液体火箭。

具体来说，本实施例提供了一种飞行器的实施方式，通过将飞行器设置为可回收的液体火箭，便于飞行器的反复使用，提升设备的利用率，降低使用成本，同时将待试发动机设置于飞行器上，也提升了待试发动机在实际作业环境中的模拟效果。

需要说明的是，火箭分为固体火箭和液体火箭，液体火箭便于回收和再利用，同时液体火箭与待试发动机之间可共用同一套动力组件40，使得试车平台的成本得到进一步降低。

在可能的实施方式中，飞行器为可垂直回收的液态火箭，以实现待试发动机试车平台的反复使用。

在可能的实施方式中，飞行器为可垂直回收的亚轨道火箭，以实现待试发动机试车平台的反复使用。

在本发明一些可能的实施例中，目标轨道为亚轨道。

具体来说，本实施例提供了一种目标轨道的实施方式，通过将飞行器发送至亚轨道内，便于对待试发动机的试车，以及对飞行器的回收。

需要说明的是，亚轨道为100km以上的高空，在亚轨道内，飞行器处于真空环境内，便于对待试发动机在实际工作环境下的试车提供保证，同时利用燃料供应模块41、氧化剂供应模块42、推进剂供应模块43和配气模块44等，为待试发动机提供燃料，实现待试发动机在真空环境中的点火与试车。

在本发明的一些具体实施方案中，如图1至图4所示，本方案提供一种发动机的高空飞行试车系统，包括上述的飞行器。

在本发明一些可能的实施例中，还包括：地面第一控制模块60和地面第二控制模块70；地面第一控制模块60至少与第一发动机20连接，用于控制飞行器推进；地面第二控制模块70至少与第二发动机30连接，用于控制第二发动机30在真空状态下进行试车。

具体来说，本实施例提供了一种地面第一控制模块60和地面第二控制模块70的实施方式，通过设置地面第一控制模块60和地面第二控制模块70，实现了在地面对飞行器的第一发动机20和第二发动机30进行控制，保证飞行器的动力推进，以及第二发动机30试车的顺利进行。

在可能的实施方式中，还包括相应的传感模块、通信模块、故障模块和报警模块等，传感模块、通信模块、故障模块和报警模块分别设置于飞行器和地面控制中心，便于从地面控制中心对飞行器进行操控，实现安全飞行和安全试车。

在本发明的一些具体实施方案中，本方案提供一种发动机，对发动机进行试车时，采用上述的飞行器，或者上述的发动机的高空飞行试车系统。

在本发明实施例的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明实施例中的具体含义。

在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“方式”、“具体方式”、或“一些方式”等的描述意指结合该实施例或方式描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明实施例的至少一个实施例或方式中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不必须针对的是相同的实施例或方式。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任一个或多个实施例或方式中以合适的方式结合。此外，在不相互矛盾的情况下，本领域的技术人员可以将本说明书中描述的不同实施例或方式以及不同实施例或方式的特征进行结合和组合。

最后应说明的是：以上实施方式仅用于说明本发明，而非对本发明的限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行各种组合、修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，均应涵盖在本发明的权利要求范围中。

Claims (8)

1.一种飞行器，其特征在于，包括：飞行器本体（10）、第一发动机（20）、第二发动机（30）和试车台架（50）；

所述第一发动机（20）和所述第二发动机（30）分别设置于所述飞行器本体（10）；

所述第一发动机（20）为动力发动机，用于为所述飞行器提供动力；

所述第二发动机（30）为待试发动机；

所述试车台架（50）与所述飞行器连接，所述第二发动机（30）与所述试车台架（50）可拆卸连接；

所述试车台架（50）包括：第一位置和第二位置；

在所述第一位置下，所述第二发动机（30）在真空状态下进行试车；

在所述第二位置下，所述第二发动机（30）用于为所述飞行器的推进提供动力；

其中，所述第一发动机（20）将所述飞行器推送至目标轨道后，至少在所述目标轨道对所述第二发动机（30）进行真空试车；

所述目标轨道为亚轨道。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，还包括：动力组件（40），所述动力组件（40）设置于所述飞行器本体（10）；

其中，所述动力组件（40）分别与所述第一发动机（20）和所述第二发动机（30）连接，用于分别为所述第一发动机（20）和所述第二发动机（30）提供燃料；

或者，所述动力组件（40）与所述第二发动机（30）连接，用于为所述第二发动机（30）在真空状态下试车提供燃料。

3.根据权利要求2所述的飞行器，其特征在于，所述动力组件（40）包括：燃料供应模块（41）、氧化剂供应模块（42）、推进剂供应模块（43）、配气模块（44）和管路（45）；

所述燃料供应模块（41）、所述氧化剂供应模块（42）、所述推进剂供应模块（43）和所述配气模块（44）分别通过所述管路（45）分别与所述第一发动机（20）和所述第二发动机（30）连接；

或者，所述燃料供应模块（41）、所述氧化剂供应模块（42）、所述推进剂供应模块（43）和所述配气模块（44）分别通过所述管路（45）与所述第二发动机（30）连接。

4.根据权利要求1至3任一所述的飞行器，其特征在于，还包括：回收模式，在所述回收模式下，且所述试车台架（50）处于所述第二位置，则所述第二发动机（30）为所述飞行器的回收提供动力。

5.根据权利要求1至3任一所述的飞行器，其特征在于，所述飞行器为可回收的液体火箭。

6.一种发动机的高空飞行试车系统，其特征在于，包括上述权利要求1至5任一所述的飞行器。

7.根据权利要求6所述的高空飞行试车系统，其特征在于，还包括：地面第一控制模块（60）和地面第二控制模块（70）；

所述地面第一控制模块（60）至少与第一发动机（20）连接，用于控制所述飞行器推进；

所述地面第二控制模块（70）至少与第二发动机（30）连接，用于控制所述第二发动机（30）在真空状态下进行试车。

8.一种发动机，其特征在于，对发动机进行试车时，采用上述权利要求1至5任一所述的飞行器，或者上述权利要求6或7所述的发动机的高空飞行试车系统。

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