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申请/专利权人：东方空间技术(山东)有限公司

摘要：本发明公开了一种末修姿控动力系统，属于航天技术领域领域，包括动力模块、推进剂存储模块和推进剂供给模块；动力模块包括若干末修发动机；若干末修发动机与箭体固定连接；末修发动机具有多次启动能力，且末修发动机具有稳态连续和脉冲两种工作方式；推进剂存储模块包括燃料贮箱和氧化剂贮箱；推进剂存储模块固设于箭体内部；推进剂供给模块配置成将推进剂存储模块中存储的推进剂按照要求供给至末修发动机。本发明能够对运载火箭的末级进行调整，保证卫星入轨时的角度和入轨精度。

主权项：1.一种末修姿控动力系统，其特征在于，包括：动力模块；所述动力模块包括若干末修发动机；若干所述末修发动机与箭体固定连接；所述末修发动机具有多次启动能力，且所述末修发动机具有稳态连续和脉冲两种工作方式；推进剂存储模块；所述推进剂存储模块包括燃料贮箱和氧化剂贮箱，具体为第一氧化剂贮箱、第一燃料贮箱、第二燃料贮箱、第二氧化剂贮箱，所述推进剂存储模块固设于所述箭体内部；推进剂供给模块；所述推进剂供给模块配置成将所述推进剂存储模块中存储的推进剂按照要求供给至所述末修发动机；所述末修发动机包括第一推力发动机和第二推力发动机；所述第二推力发动机的推力小于所述第一推力发动机的推力；所述第一推力发动机的推力为700N；所述第二推力发动机的推力为50N；若干所述第一推力发动机构成多组发动机组合体；每组所述发动机组合体包括多个第一推力发动机；所述发动机组合体内的所述第一推力发动机两两垂直设置；每组所述发动机组合体包括3个第一推力发动机；所述发动机组合体内的其中一所述第一推力发动机平行于所述箭体轴向设置；所述发动机组合体为4组；4组所述发动机组合体位于所述箭体横截面的四个象限上；4组所述发动机组合体沿所述箭体中心两两对称设置；所述末修发动机共包括编号为1#至16#的16个发动机；其中编号为9#至12#的4个发动机为第二推力发动机，其余均为第一推力发动机；就第一推力发动机而言，1#发动机、2#发动机、13#发动机组成第一发动机组合体，3#发动机、4#发动机、14#发动机组成第二发动机组合体，5#发动机、6#发动机、15#发动机组成第三发动机组合体，7#发动机、8#发动机、16#发动机组成第四发动机组合体；其中，13#发动机至16#发动机平行于箭体轴向设置，其喷射方向与箭体的运动方向相反；所述第一推力发动机的推力室轴线位于以火箭轴心为中心的Φ2860mm圆周上；所述第二推力发动机的推力室位于以火箭轴心为中心的Φ2910mm圆周上；所述推进剂供给模块包括气路增压模块和推进剂供应模块；所述推进剂供应模块与所述末修发动机连通，为所述末修发动机供给燃料和氧化剂；所述气路增压模块包括用于存储高压气体的气瓶；所述气瓶与所述推进剂存储模块内连通，为所述燃料贮箱和所述氧化剂贮箱增压；所述气瓶的出口端设置有用于保证进入所述燃料贮箱和所述氧化剂贮箱内的气压为恒压的减压阀；所述推进剂供给模块还包括设置于所述气瓶下游的气路电爆阀、所述燃料贮箱进气端的上游电爆阀和排出端的下游电爆阀以及所述氧化剂贮箱进气端的上游电爆阀和排出端的下游电爆阀；所述气路电爆阀、所述上游电爆阀和下游电爆阀内均设置有电爆管；所述气路电爆阀、所述上游电爆阀和下游电爆阀均为常闭结构；所述推进剂供给模块还包括用于控制所述第二推力发动机的启闭的电磁阀和控制所述第一推力发动机的启闭的电动气阀；所述电磁阀下游的氧化剂出口和燃料出口均设置节流孔板；所述电动气阀下游的氧化剂出口和燃料出口均设置节流孔板；工作时，高压气体经气瓶去排出，经减压阀后的低压氮气分三路：第1路低压氮气经4个分支管路分别进入4组发动机组合体的氮气导管入口，用于驱动12个电动气阀；第2路低压氮气经单向阀进入第一氧化剂贮箱和第二氧化剂贮箱，为两个氧化剂贮箱增压，氧化剂在压力作用下流向16个发动机入口；第3路低压氮气经单向阀进入第一燃料贮箱和第二燃料贮箱，为两个燃料贮箱增压，燃料在压力作用下流向16个发动机入口；控制系统在某时刻给气瓶后气路电爆阀内的电爆管通电，打开气瓶，然后通电分别打开贮箱前后的上游电爆阀和下游电爆阀，气路和液路通流；当增压输送系统的气路压力和液路压力都稳定时，系统增压完毕，发动机处于待工作状态，需要发动机工作时，控制系统发出控制指令，打开对应电磁阀电动气阀，电磁阀电动气阀的氧化剂出口和燃料出口都设置节流孔板，两种推进剂进入推力室雾化混合，燃烧分解成高温气体，高温气体经喷管加速喷出产生推力；控制系统发出电磁阀电动气阀断电指令，电磁阀电动气阀关闭，发动机即停止工作。

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