一种九机并联模块化动力舱的制作方法

1.本发明属于一种动力舱，具体涉及一种九机并联模块化动力舱。


背景技术：

2.发动机并联是指采用多个小推力发动机同时工作，从而实现更大推力的设计思想。随着航天事业的发展，任务载荷的尺寸和质量不断增加，对火箭推力提出了更高要求。传统的单发主发动机的设计方式，面对日益增加的推力要求，设计难度和加工难度迅速增长。因此，采用多个相对小推力的发动机并联工作，实现更大推力运载能力的并联方案逐渐受到重视。
3.最初的发动机并联设计，是在一级上捆绑助推器。少量发动机并联的方案，如2台、4台发动机并联，在各国的运载火箭中，已有应用，如已有设计30台发动机并联的n1火箭，但受限于当时的计算能力和控制能力等不足，并未成功。目前国内外现有的火箭并联技术仍然存在以下问题：(1)现有的火箭发动机系统缺少通用化设计，各型号火箭之间发动机系统接口差异和结构差异较大，相互之间无法通用；(2)各型号火箭的发动机系统缺少模块化设计，完成火箭总装的工作较为复杂，火箭对接和测试工作也较为繁琐；(3)目前各型号火箭均采用传统机架和总体对接管路，缺少一体化设计，机架结构庞大且重量大，使得火箭整体结构体积和重量均较大，火箭的性能也更低；(4)现有型号火箭没有把发动机系统作为一个独立的子系统，而是把飞行全程分解为一些有特征的相对独立完整的多个事件过程，分析每个事件发生的必要输入条件和输出，并系统的优化和链接每个事件，使火箭飞行系统分析工作更加繁琐，效率更低。


技术实现要素：

4.本发明为解决现有火箭并联技术存在缺少通用化设计、缺少模块化设计、机架整体结构体积和重量大、飞行系统分析工作繁琐且效率低的技术问题，提供一种九机并联模块化动力舱。
5.为达到上述目的，本发明采用以下技术方案予以实现：
6.一种九机并联模块化动力舱，其特殊之处在于，包括壳体、九台并联的发动机和电气接口；
7.所述壳体呈中空圆柱状；壳体内壁安装有环形安装板；
8.九台所述发动机中，一台作为中心发动机位于壳体轴线上，其余八台作为外侧发动机在中心发动机外围沿周向均布；外侧发动机均安装在环形安装板下表面，中心发动机安装在中心板下表面，中心板和环形安装板之间通过多根沿周向均布的连接杆相连；
9.各所述发动机的燃料输送管路和氧化剂输送管路分别汇聚为一个总燃料输送管路和一个总氧化剂输送管路，总燃料输送管路和总氧化剂输送管路分别连通火箭本体内的燃料贮箱和氧化剂贮箱；
10.所述电气接口安装在壳体内，且电气接口的操作端位于壳体外部；电气接口包括
控制接口和测量接口，各发动机的控制通路和测量通路分别在环形安装板上方合并后，再分别通过控制接口和测量接口连接火箭本体的电缆网。
11.进一步地，所述环形安装板的外边沿沿周向均匀开设有多个凹槽，在相邻凹槽之间的环形安装板形成间隔板，所述间隔板上设有径向加强肋板，径向加强肋板与间隔板所在平面垂直；
12.所述连接杆与环形安装板的连接位置，位于径向加强肋板的内侧。
13.进一步地，所述总燃料输送管路包括相连通燃料接头段、燃料汇合管路、多根燃料分支管路；燃料接头段一端设置有前端法兰，用于与火箭本体内的燃料贮箱相连，另一端与燃料汇合管路上表面相连；燃料汇合管路为位于环形安装板上方的环形管路；多根所述燃料分支管路一端连接于燃料汇合管路的内侧壁，另一端分别连接发动机的涡轮泵；
14.所述总氧化剂输送管路包括相连通氧化剂接头段、氧化剂汇合管路、多根氧化剂分支管路；氧化剂接头段一端设置有前端法兰，用于与火箭本体内的氧化剂贮箱相连，另一端与氧化剂汇合管路上表面相连；氧化剂汇合管路为位于环形安装板上方的环形管路；多根所述氧化剂分支管路一端连接于氧化剂汇合管路的内侧壁，另一端分别连接发动机的涡轮泵。
15.进一步地，所述燃料汇合管路和氧化剂汇合管路上下分布；
16.所述燃料分支管路包括第一延伸段和第二延伸段；所述第一延伸段水平设置，一端与燃料汇合管路的内侧壁相连，另一端延伸至壳体内部，且另一端延伸方向的指向偏离壳体的轴线，各第一延伸段的偏离方向相同；第二延伸段一端与第一延伸段相连，且连接处圆弧光滑过度，另一端延伸至壳体下方与发动机涡轮泵相连；各第二延伸段分别位于两个相邻的连接杆之间；
17.所述氧化剂分支管路的结构与所述燃料分支管路的结构相同。
18.进一步地，所述燃料接头段垂直于燃料汇合管路水平中分面，且燃料接头段一端的前端法兰高度低于动力舱前法兰。
19.进一步地，所述发动机的伺服控制机构包括伺服控制器、伺服电池和至少一个作动器；
20.所述作动器集成于发动机上，所述伺服控制器和伺服电池均安装于环形安装板上与相应发动机对应处，伺服控制器和伺服电池分别与作动器相连，伺服控制器用于控制作动器运动，伺服电池用于为作动器供电。
21.进一步地，所述控制接口和测量接口为一体式集成结构。
22.进一步地，九台所述发动机中，所述中心发动机为双向摇摆发动机，其余八台为单向摇摆发动机。
23.进一步地，所述壳体上端端面为法兰面，法兰面上沿周向均匀开设有多个安装螺钉孔和至少四个定位销钉孔，用于使壳体与火箭本体的舱段通过螺钉穿过安装螺钉孔进行连接，并通过销钉穿过销钉孔进行轴向定位。
24.与现有技术相比，本发明具有以下有益效果：
25.1.本发明提出了一种九机并联模块化动力舱，通过合理布局，将九台发动机安装于一个壳体内，同时，省去了各台发动机单独的安装板，将八台外侧发动机均安装于环形安装板上，中心发动机和外侧发动机之间，使中心板和环形安装板通过多根连接杆相连，能够
将中心发动机的动力有效传递至壳体，使动力舱形成模块化结构。另外，为了实现传力路径最优化和空间尺寸最小化，对发送机的燃料输送管路和氧化剂输送管路，以及电气接口的安装方法均进行了优化设计。
26.2.本发明中环形安装板的外边沿上开设有多个凹槽，且间隔板上设有径向加强肋板，在最大化减重的同时，还能够保证安装板强度。另外，连接杆连接于径向加强肋板上，在能够有效传递中心发动机力的同时，还能够保证连接最优。
27.3.本发明对总燃料输送管和总氧化剂输送管路的延伸方式、布局位置，以及燃料汇合管路和氧化剂汇合管路的布局、燃料分支管路和氧化剂分支管路的延伸方式、结构均进行了设计使得本发明的动力舱结构更加紧凑，在动力舱空间有限的前提下，能够以最合理的方式排布发动机和各管道，也使得本发明在其他发动机数量的多机并联动力舱中有了进一步推广应用的可能。
28.4.本发明还对发送机的伺服控制机构和安装位置进行了设计，使得本发明的设计结构更加完整紧凑。
附图说明
29.图1为本发明一种九机并联模块化动力舱实施例的示意图；
30.图2为图1隐去壳体的内部示意图；
31.图3为图1的俯视图；
32.图4为图2的正视图；
33.图5为图4的剖面图。
34.其中：1-壳体、2-中心发动机、3-环形安装板、4-中心板、5-连接杆、6-总燃料输送管路、601-燃料分支管路、6011-第一延伸段、6012-第二延伸段、602-燃料汇合管路、603-燃料接头段、7-总氧化剂输送管路、701-氧化剂分支管路、702-氧化剂汇合管路、703-氧化剂接头段、8-凹槽、9-间隔板、10-径向加强肋板、11-外侧发动机。
具体实施方式
35.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一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
36.动力舱作为一个独立的子系统，其功能目标是为火箭提供飞行需要的推力和控制力，作为火箭整体的结构和气动外形组成部分。
37.如图1至图5所示，本发明提出了一种九机并联模块化动力舱，能够实现外形通用化和接口通用化。动力舱的整体结构紧凑，包括壳体1和设置在壳体1内的9台并联的发动机。9台发动机都采用泵后摇摆发动机，泵后摇摆发动机只摇摆推力室，摇摆结构小，摇摆质量轻，摇摆占用的空间小，能更好的保证动力舱9台发动机在相互摇摆时相互不干涉。壳体1一般呈中空圆柱状，9台发动机的布置方式为，中间1台双向摇摆发动机安装在壳体1的轴线上，作为中心发动机2，其余8台为单向摇摆发动机，相互夹角45
°
，周向均布在中心发动机2发动机外侧。另外，壳体1内8个单摆发动机一同固定在一个环形安装板3下表面，环形安装
板3与壳体1内壁连接。中心发动机2安装在中心板4下表面，中心板4通过多个连接杆5与环形安装板3连接，进而实现中心发动机2的固定。
38.动力舱最终要与火箭本体的舱段对接，对接时采用轴向连接方式，将动力舱同轴连接于火箭本体的舱段末端，可将动力舱前端端面设计为为加厚的法兰面，相应的，将火箭本体的舱段末端加工为相适配的法兰面，在两个法兰面上均设置安装螺钉孔与定位销孔，就可通过螺钉和定位销，连接火箭本体的舱段和动力舱，并保证同轴度。
39.本发明中动力舱还设置有用于与火箭本体连接的流体管路和电气接口。
40.每台发动机的流体管路均包括一个燃料输送管路和一个氧化剂输送管路，9台发动机的两种输送管路在环形安装板3上方，分别合并为两根较粗的总燃料输送管路6和总氧化剂输送管路7，使动力舱与燃料源和氧化剂贮箱之间通过一个总燃料输送管路6和一个总氧化剂输送管路7，就能够实现燃料贮箱和氧化剂贮箱与各发动机之间的连接。具体的，总燃料输送管路6和总氧化剂输送管路7作为动力舱的流体管路，且总燃料输送管路6和总氧化剂输送管路7均包括多根分支管路、一根汇合管路和一根接头段，总燃料输送管路6包括一根燃料接头段603、多根燃料分支管路601和一根燃料汇合管路602，总氧化剂输送管路7包括一根氧化剂接头段703、多根氧化剂分支管路701和一根氧化剂汇合管路702。其中的接头段一端均设置有管路对接用的前端法兰，使动力舱与火箭作为氧化剂贮箱或燃料贮箱的对应贮箱的流体管路接口相连，另一端连接于汇合管路上表面，接头段垂直于汇合管路水平中分面，汇合管路为一个环形管路，相当于集液环，位于环形安装板3上方，各分支管路一端连接于汇合管路内侧壁，与汇合管路内部连通，另一端分别连接各发动机的涡轮泵。另外，为了避免结构干涉，汇合管路前端法兰高度应略低于动力舱前法兰，动力舱前法兰为动力舱与载荷舱对接法兰。为了避免结构干涉，燃料汇合管路602和氧化剂汇合管路702上下放置，各分支管路先从汇合管路内侧壁向壳体1内部延伸，延伸时各分支管路均相对于壳体1轴线向一侧偏斜，再在壳体1内位于相邻两个连接杆5之间向壳体1下方延伸，根据发动机涡轮泵的接口位置与涡轮泵对应接口相连，若接口位于发动机侧面，可盘绕发动机外部，尽量缩
41.动力舱内与火箭本体对接的电气接口仅有两路，分别为控制接口和测量接口，控制接口集成了9台发动机的控制信号(如阀门、伺服机构的控制信号)，测量接口集成了动力舱内所有传感器的信号，包括但不限于管路压力信号、流体温度信号、舱内温度信号、振动信号等。电气接口为通用化的电连接器，如j599电连接器等。电连接器通过安装支架固定在动力舱内，并在就近位置开有操作窗口，便于进行操作。相应的设置电气通路，电气通路包括控制通路和测量通路，动力舱内各发动机均采用独立控制，每台发动机均有相应的控制通路和测量通路，各发动机的控制通路在环形安装板3上方合并后，再通过电连接器与火箭本体的电缆网相连，各发动机测量通路在环形安装板3上方合后，再通过电连接器与火箭本体的电缆网相连。
42.除以上两种电气接口外，如动力舱若需要独立完成火箭本体舱段的检测和测试，还可以设置相应的检测接口和测试接口。相应的检测接口和测试接口也可以集成为一个，也可为作为两个或多个接口。接口的设置，可根据动力舱、火箭本体需要配备的功能进行调整。
43.环形安装板3的外边沿沿周向均匀开设有多个凹槽8，在相邻凹槽8之间的环形安
装板3形成间隔板9，间隔板9上设有径向加强肋板10，径向加强肋板10与间隔板9所在平面垂直，中心发动机2通过杆系连接至径向加强肋板10内侧上边角，从而能够将中心发动机2的推力传递至动力舱的壳体1上。
44.可以将各发动机的摇摆机构分别集成在各发动机上，再将发动机整体与环形安装板3连接，发动机的伺服控制机构一般包括伺服控制器、伺服电池和至少一个作动器，以及连接用的电缆。作动器直接集成安装在发动机上。伺服电池采用一带多的方式，一个伺服电池可驱动两个或更多个作动器，伺服控制器采用一对一或一对多的方案，并将伺服控制器和伺服电池安装在环形安装板3对应发动机的位置上，通过伺服控制机构能够调整相应发动机的摆角。
45.本发明中的动力舱结构设计遵循一体化设计原则，取消了8个位于外侧的发动机的传统机架，通过环形安装板3将发动机固定在动力舱内。环形安装板3采用中部中空的环形结构，配合径向加强肋板10的设计实现传力。能够有效减少发动机的连接结构，降低动力舱的结构复杂度和安装难度，减少动力舱轴向长度，实现结构优化。
46.综上，本发明针对火箭动力系统的模块化动力舱方案进行了设计，具有以下优势：
47.(1)通用化：动力舱实现外形尺寸和接口通用化设计，舱段对接直径可达3.35m，舱段连接接口通用化，流体管路接口及电气接口通用化。
48.(2)模块化：动力舱整体及内部采用模块化设计思路，能够实现模块化组装、测试和对接。
49.(3)一体化：动力舱内部结构设计一体化，从而能够实现性能最优化。
50.(4)系统分析：采用本发明的设计，能够将动力舱作为一个事件系统，从系统分析的层面完成动力舱设计。
51.以上仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。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。

技术特征：
1.一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：包括壳体(1)、九台并联的发动机和电气接口；所述壳体(1)呈中空圆柱状；壳体(1)内壁安装有环形安装板(3)；九台所述发动机中，一台作为中心发动机(2)位于壳体(1)轴线上，其余八台作为外侧发动机(11)在中心发动机(2)外围沿周向均布；外侧发动机(11)均安装在环形安装板(3)下表面，中心发动机(2)安装在中心板(4)下表面，中心板(4)和环形安装板(3)之间通过多根沿周向均布的连接杆(5)相连；各所述发动机的燃料输送管路和氧化剂输送管路分别汇聚为一个总燃料输送管路(6)和一个总氧化剂输送管路(7)，总燃料输送管路(6)和总氧化剂输送管路(7)分别连通火箭本体内的燃料贮箱和氧化剂贮箱；所述电气接口安装在壳体(1)内，且电气接口的操作端位于壳体(1)外部；电气接口包括控制接口和测量接口，各发动机的控制通路和测量通路分别在环形安装板(3)上方合并后，再分别通过控制接口和测量接口连接火箭本体的电缆网。2.根据权利要求1所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述环形安装板(3)的外边沿沿周向均匀开设有多个凹槽(8)，在相邻凹槽(8)之间的环形安装板(3)形成间隔板(9)，所述间隔板(9)上设有径向加强肋板(10)，径向加强肋板(10)与间隔板(9)所在平面垂直；所述连接杆(5)与环形安装板(3)的连接位置，位于径向加强肋板(10)的内侧。3.根据权利要求1或2所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述总燃料输送管路(6)包括相连通燃料接头段(603)、燃料汇合管路(602)、多根燃料分支管路(601)；燃料接头段(603)一端设置有前端法兰，用于与火箭本体内的燃料贮箱相连，另一端与燃料汇合管路(602)上表面相连；燃料汇合管路(602)为位于环形安装板(3)上方的环形管路；多根所述燃料分支管路(601)一端连接于燃料汇合管路(602)的内侧壁，另一端分别连接发动机的涡轮泵；所述总氧化剂输送管路(7)包括相连通氧化剂接头段(703)、氧化剂汇合管路(702)、多根氧化剂分支管路(701)；氧化剂接头段(703)一端设置有前端法兰，用于与火箭本体内的氧化剂贮箱相连，另一端与氧化剂汇合管路(702)上表面相连；氧化剂汇合管路(702)为位于环形安装板(3)上方的环形管路；多根所述氧化剂分支管路(701)一端连接于氧化剂汇合管路(702)的内侧壁，另一端分别连接发动机的涡轮泵。4.根据权利要求3所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述燃料汇合管路(602)和氧化剂汇合管路(702)上下分布；所述燃料分支管路(601)包括第一延伸段(6011)和第二延伸段(6012)；所述第一延伸段(6011)水平设置，一端与燃料汇合管路(602)的内侧壁相连，另一端延伸至壳体(1)内部，且另一端延伸方向的指向偏离壳体(1)的轴线，各第一延伸段(6011)的偏离方向相同；第二延伸段(6012)一端与第一延伸段(6011)相连，且连接处圆弧光滑过度，另一端延伸至壳体(1)下方与发动机涡轮泵相连；各第二延伸段(6012)分别位于两个相邻的连接杆(5)之间；所述氧化剂分支管路(701)的结构与所述燃料分支管路(601)的结构相同。5.根据权利要求4所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述燃料和氧化剂接头段(703)垂直于燃料和氧化剂的汇合管路水平中分面，且燃料和氧化剂接头段(703)一端
的前端法兰高度低于动力舱前法兰。6.根据权利要求5所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述发动机的伺服控制机构包括伺服控制器、伺服电池和至少一个作动器；所述作动器集成于发动机上，所述伺服控制器和伺服电池均安装于环形安装板(3)上与相应发动机对应处，伺服控制器和伺服电池分别与作动器相连，伺服控制器用于控制作动器运动，伺服电池用于为作动器供电。7.根据权利要求6所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述控制接口和测量接口为一体式集成结构。8.根据权利要求7所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：九台所述发动机中，所述中心发动机(2)为双向摇摆发动机，其余八台为单向摇摆发动机。9.根据权利要求8所述一种九机并联模块化动力舱，其特征在于：所述壳体(1)上端端面为法兰面，法兰面上沿周向均匀开设有多个安装螺钉孔和至少四个定位销钉孔，用于使壳体(1)与火箭本体的舱段通过螺钉穿过安装螺钉孔进行连接，并通过销钉穿过销钉孔进行轴向定位。

技术总结
本发明属于一种动力舱，为解决现有火箭并联技术存在缺少通用化设计、缺少模块化设计、机架整体结构体积和重量大、飞行系统分析工作繁琐且效率低的技术问题，提供一种九机并联模块化动力舱，通过合理布局，将九台发动机安装于一个壳体内，同时，省去了各台发动机单独的安装板，将八台外侧发动机均安装于环形安装板上，中心发动机和外侧发动机之间，使中心板和环形安装板通过多根连接杆相连，能够将中心发动机的动力有效传递至壳体，使动力舱形成模块化结构。另外，为了实现传力路径最优化和空间尺寸最小化，对发送机的燃料输送管路和氧化剂输送管路，以及电气接口的安装方法均进行了优化设计。化设计。化设计。


技术研发人员：何尚龙 杨晨声 陈禛怡 曹培涛 孙为钢 林革 章成亮
受保护的技术使用者：西安未来空天引擎科技有限公司
技术研发日：2022.12.30
技术公布日：2023/6/27