[0001] 本发明属于载人航天器逃逸救生技术领域，尤其是一种液固推进结合的飞船全程自逃逸系统及工作方法。

[0002] 在探索浩瀚宇宙的征途中，载人航天任务的安全性始终是首要考虑的因素。为了确保航天员在发射及上升阶段的生命安全，发射时均需设置逃逸救生系统，如果运载火箭发生爆炸，逃逸系统能够立即启动，驱动飞船迅速与故障火箭分离，飞船可以快速逃离故障火箭，降低被火球和碎片击中的概率，提高航天员的安全性。

[0003] 目前的逃逸救生系统分两种，一种为运载火箭配置逃逸塔形式的固体逃逸救生系统，固体逃逸塔系统，作为运载火箭的一部分，通常安装在火箭顶部，内部装有固体燃料发动机。在紧急情况下，这些发动机能够迅速点火，产生强大的推力，将逃逸塔连同载人飞船一起拉离故障火箭。然而，这种系统受限于固体燃料的特性，仅能在大气层内使用，大气层外不能实现逃逸救生，如中国的长征2F火箭和美国的新一代猎户座登月飞船采用了固体逃逸塔救生系统。另一种为载人飞船自备液体推进系统的自逃逸系统，可以在发射段全程使用，这种系统不仅能够在大气层内迅速响应，还能在进入太空后继续为飞船提供必要的机动性，确保航天员在任何阶段都能安全撤离，如美国的龙飞船。

[0004] 但对深空载人飞行，自逃逸系统设备会一直跟随飞船的飞行任务，后续轨道控制推进剂消耗量大大增加，飞行器重量代价太大，任务效益很低，一般很少采用。

[0033] 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。

[0034] 因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动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。

[0035] 应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

[0036] 在本发明实施例的描述中，需要说明的是，若出现术语“上”、“下”、“水平”、“内”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，或者是该发明产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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的限制。此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

[0037] 此外，若出现术语“水平”，并不表示要求部件绝对水平，而是可以稍微倾斜。如“水平”仅仅是指其方向相对“竖直”而言更加水平，并不是表示该结构一定要完全水平，而是可以稍微倾斜。

[0038] 在本发明实施例的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，若出现术语“设置”、“安装”、“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，或一体地连接；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，可以是两个元件内部的连通。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中的具体含义。

[0039] 下面结合附图对本发明做进一步详细描述：

[0040] 参见图1，本发明提供一种液固推进结合的飞船全程自逃逸系统，包括固体逃逸模块和液体推进模块，固体逃逸模块和液体推进模块均与控制模块连接。

[0041] 液体推进模块包括高压液体推进单元和低压液体推进单元，高压液体推进单元连接低压液体推进单元。高压液体推进单元部分包括高压气瓶1、高压贮箱2和推进剂管理阀门，高压贮箱2携带逃逸任务所需的推进剂。低压液体推进单元部分包括低压贮箱3和低压推进管理阀门。高压液体推进单元一般布置在逃逸舱内，低压液体推进单元一般布置在服务舱内，逃逸舱与服务舱通过穿舱界面连接，通过舱间快速分离接头和自锁阀实现两舱液路的连接和断开。高压气瓶分别连接高压贮箱2和低压贮箱3，高压贮2与高压气瓶1之间的气路上设置有气路自锁阀，气路自锁阀为单向阀，用于在未发生逃逸转入正常飞行时，开阀泄放高压气体，切换至常压模式。高压气瓶1下游通过气体支路形式与低压贮箱3上游相连，通过气体支路上的气路减压阀降低气体压力，实现气瓶资源共用。高压贮箱2下游与低压贮箱3下游通过带有液路减压阀的液体支路连接，快速分离接头和自锁阀设置在液体支路上。高压贮箱2连接高压液体发动机组，低压贮箱3连接轨控发动机组4。未实施逃逸时，高压贮箱2可为低压液体推进单元中的轨控发动机组4供给推进剂，实现推进剂的融合利用。

[0042] 高压液体发动机组包括逃逸发动机组和姿控发动机组6，逃逸发动机组连接姿控发动机组6。逃逸发动机组包括逃逸姿控发动机组7和逃逸轨控发动机组8，逃逸轨控发动机组8连接姿控发动机组6。逃逸发动机组连接在高压贮箱2推进下游，在实施逃逸时提供弹道飞行动力和逃逸过程的姿态控制。逃逸发动机组与高压贮箱2之间设置有电爆阀，一般在逃逸发动机电爆开机阀(常闭)后设置电爆关机阀(常开)，正常入轨后电爆关机阀起爆、与电爆开机阀形成双重密封保险。姿控发动机组6一般布置在逃逸舱，正常飞行独立实施姿态控制，逃逸飞行时配合实施姿态控制，减少总配置数量。轨控发动机组4连接在低压贮箱3下游，用于正常任务时的轨道控制。

[0043] 固体逃逸模块安装在逃逸舱外侧，所述固体逃逸模块内安装有固体发动机组5，如图2所示，固体发动机组5通过支架挂在舱体承力筒外侧，局部设置有加强梁满足逃逸发动机承载要求。固体发动机组5在大气层内逃逸时使用，与液体推进模块中的逃逸轨控发动机组8共同实现逃逸弹道控制。固体发动机组5沿周向均匀安装，实现推力均布。

[0044] 如图3所示，固体发动机组5外侧与可分离保护罩9连接，可分离式保护罩9一般安装在逃逸舱太阳翼10外侧，用于保护太阳翼10，左右各一个，与舱体光滑连接，外形相匹配。可分离保护罩9外部设置稳定翼11，通过稳定翼11气动外形，消除亚跨段第二静不稳定配平点，实现上升段气动稳定性。固体发动机组5、太阳翼10、可分离保护罩9和稳定翼11为一体化结构，出大气层后携带固体发动机组5一同分离。可分离保护罩9通过火工连接分离机构在大气层内实现与逃逸舱舱体的物理连接，出大气层后火工品点火使可分离保护罩9、稳定翼11与固体发动机组5和逃逸舱舱体安全分离。

[0045] 本发明的液固推进结合的飞船全程自逃逸系统设计过程为：

[0046] 步骤1：确定逃逸主推力大小

[0047] 大气层内及大气层外均需要考虑运载火箭爆炸火球和碎片的影响，大气层内还需考虑爆炸超压影响。如图4所示，根据大气层内和大气层外运载火箭爆炸超压、爆炸火球和爆炸碎片对逃逸到安全距离的影响，确定快速逃逸时间要求和距离要求。

[0048] 根据逃逸时间和距离要求，确定总推力大小，以及分别确定液体发动机组和固体发动机组推力大小。

[0049] 大气层内推重比小，逃逸时还需要克服大气阻力影响，推力需求更大，首先确定大气层内飞行时最大需求推力。最大推力需求一般出现在零高度逃逸或者最大动压逃逸，零高度逃逸时推重比最小；最大动压逃逸时，阻力系数最大。根据逃逸时间和逃逸距离要求，通过弹道计算，解算出最大需求推力，此为高压液体发动机组加固体发动机组5的总推力。

[0050] 随后，根据大气层外逃逸时间和逃逸距离要求，通过弹道计算，解算出大气层外最大需求推力，此为高压液体发动机组的推力大小。

[0051] 根据总推力大小，减去高压液体发动机组的推力大小，计算出固体发动机组5的推力大小。

[0052] 步骤2：确定稳定翼外形

[0053] 开展稳定翼11构型设计，满足发射气动特性要求。圆锥体外形在低空低速时气动易出现静不稳定配平点，尽量实现单稳态配平满足被动稳定性。

[0054] 步骤3：确定逃逸姿态控制力大小

[0055] 根据逃逸过程中的姿态稳定控制需求，避免分离后飞行器碰撞对逃逸控制能力的需求，确定逃逸姿控发动机组7的推力大小。

[0056] 考虑主动姿态控制需求，推力偏斜产生的干扰，逃逸姿控发动机组7可安装位置，设计确定逃逸姿控发动机组7大小，满足姿态控制能力要求。必要时使用正常飞行的逃逸姿控发动机组7弥补小干扰作用下的姿态稳定性。

[0057] 步骤4：分离系统设计

[0058] 确定分离机构承载力，可分离保护罩9与逃逸舱舱体通过火工连接分离机构的连接，固体发动机组5与可分离保护罩9的连接，连接环节所形成的传力路径要能够满足发射过程火箭载荷和气动载荷综合作用，也要能够满足逃逸时固体发动机组5产生的推力载荷，以及逃逸阻力载荷综合作用。确定火工连接分离机构在出大气层后，能够可靠的分离。

[0059] 本发明的液固推进结合的飞船全程自逃逸系统的工作方法，包括：

[0060] 步骤1：液体推进模块发射前准备

[0061] 为能够在发生逃逸时快速响应，发射前，打开高压气瓶1下游自锁阀，对高压贮箱2完成增压。高压贮箱2和逃逸发动机组之间一般采用常闭电爆阀相隔离，即保证无逃逸时系统安全无泄漏，又能够在发生逃逸时快速启动。

[0062] 步骤2：大气层内飞行逃逸值班或执行逃逸救生任务

[0063] 保持飞行状态，持续查询控制模块是否存在逃逸指令。

[0064] 收到逃逸指令，固体发动机组5与逃逸发动机组共同提供推力逃逸至安全距离。之后利用逃逸发动机组提供的推力，工作相应时长，减少返回舱再入过载，尽量缩小落区范围。

[0065] 固体发动机组5使用统一发火控制措施，保证多机工作同步性。

[0066] 逃逸发动机组采用常闭/常开电爆阀实现快速起停和可靠密封。

[0067] 步骤3：出大气层后抛可分离保护罩和固体发动机组

[0068] 出大气层后，启动火工连接分离机构，抛掉可分离保护罩9和固体发动机组5，降低发射载荷。

[0069] 步骤4：大气层外飞行逃逸值班或执行逃逸救生任务

[0070] 保持飞行状态，持续查询控制模块是否存在逃逸指令。

[0071] 收到逃逸指令，利用逃逸发动机组提供推力逃逸至安全距离。之后调整轨控姿态角，利用轨控发动机组4提供的推力和工作相应时长，控制返回舱再入过载和落入预定落区范围。

[0072] 步骤5：未发生逃逸转入正常飞行任务

[0073] 船箭分离正常入轨后，逃逸舱高压贮箱2上游气路自锁阀打开，开阀泄放高压气体，切换至常压模式，转入正常在轨飞行模式。

[0074] 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。