本文是学习GB-T 32295-2015 运载火箭剩余推进剂排放设计要求. 而整理的学习笔记,分享出来希望更多人受益,如果存在侵权请及时联系我们
本标准规定了飞行中运载火箭末级剩余推进剂排放的设计准则、排放方式选择等一般设计要求、详
细设计要求和效果评估等内容。
本标准适用于采用常温液体推进剂和低温液体推进剂的运载火箭末级剩余推进剂排放设计，运载
火箭上面级等的剩余推进剂处理相关设计可参照执行。
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ISO 24113:2011 空间碎片减缓要求(Space systems—Space debris mitigation
requirements)
下列术语和定义适用于本文件。
3.1
剩余推进剂排放 residual propellant venting
运载火箭末级完成既定任务后，安全释放其自身贮箱和管路内剩余推进剂的过程。
3.2
剩余推进剂排放系统 residual propellant venting
system
运载火箭末级完成既定任务后，用于实施其自身贮箱和管路内剩余推进剂排放的系统。该系统是
箭上既有系统的延伸。
3.3
器箭距离 spacecraft/launch-vehicle distance
航天器与运载火箭末级分离后，二者之间的最小相对距离。
3.4
羽流角 angle of plume
运载火箭末级剩余推进剂或其燃烧产物排出时所形成的羽流的包络切线与喷口中心线的夹角。
3.5
遭遇量 amount of encounter
运载火箭末级剩余推进剂排放过程中，航天器表面单位面积内遭遇的排放污染物质量。
3.6
空间碎片减缓 space debris mitigation
通过采取减少并控制空间碎片生成的途径与措施，以缓和空间碎片的增长趋势。
GB/T 32295—2015
4.1.1
剩余推进剂排放设计应不影响运载火箭既定飞行任务的可靠性和安全性，或者其风险经评估可
被接受。
4.1.2
剩余推进剂排放设计应满足运载火箭末级各分系统的约束要求，应对火箭完成既定任务的主要
指标无影响。
4.1.3
剩余推进剂排放设计应确保采用的排放措施有利于空间碎片减缓，并符合ISO
24113:2011 中
6.2的要求。
4.1.4
剩余推进剂排放设计应确保排放系统简单可靠，优先继承和应用经飞行试验考核的成熟产品和
技术成果。
4.1.5 剩余推进剂排放设计应保证航天器的安全性。
4.1.6
剩余推进剂排放设计应综合考虑末级火箭任务后轨道处置要求，充分利用剩余推进剂排放的离
轨效果。
4.1.7
剩余推进剂排放设计应考虑对排放过程的监测和排放效果的评估。排放控制分系统、排放测量
分系统应具备较长时间工作能力以保证控制和监测效果。
剩余推进剂排放系统一般包括推进剂排放管理分系统、排放执行分系统、排放控制分系统和排放测
量分系统。排放所需的推进剂排放管理、执行、控制、测量等功能应在充分利用各系统已有产品基础上，
通过适应性修改实现。
用于剩余推进剂排放过程的管理，系统构成应根据贮箱结构和增压输送方式确定，
一般由安装在火
箭末级的液体辅助发动机或小固体火箭发动机组成。
用于执行剩余推进剂排放的发动机、管路、阀门及附件构成的系统，将剩余推进剂安全排出箭体。
用于剩余推进剂排放过程中发出相应控制指令、对末级箭体进行姿态控制的系统。
用于排放过程中对贮箱剩余推进剂状态或排放管路液体状态进行监测和为进行排放效果评估而设
置的数据采集系统。
应综合考虑运载火箭末级采用的推进剂性质、发动机形式、总体布局方案等因素，按照设计准则选
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择剩余推进剂排放方式。
可选择的常用排放方式推荐按4.3.2～4.3.6的优先次序选用。
4.3.2 通过末级发动机额定工况工作排放
发动机再次点火用于排放，点火启动后处于额定工况，直至其中任意一种剩余推进剂在燃烧室燃烧
耗尽，之后继续保持推进剂阀门打开，使贮箱压力进一步降低到安全的压力范围。
4.3.3 通过末级发动机惰性燃烧排放
发动机涡轮泵不工作或处于低工况工作状态下，使推进剂进入燃烧室点火燃烧排空：
a)
在涡轮泵不工作状态下，应考虑推进剂流量偏离额定工况以及在一种推进剂先耗尽的情况下
燃烧室的工作安全性；
b)
在涡轮泵低工况工作状态下，应考虑涡轮泵的工作安全性以及由发动机混合比变化带来的燃
烧室的工作安全性；
c)
应考虑涡轮泵可能由不工作或低工况状态自动加速为额定工况对末级排放、离轨的影响。
剩余燃料、氧化剂在贮箱增压压力下，依次通过发动机燃烧室相继排出箭体。
通过在发动机上原有的推进剂泄出管路上增加排放管路和控制阀门，实现剩余推进剂排放。排放
系统相关设计不应影响执行既定任务期间发动机再次启动前的推进剂排空功能。
通过在容器出口、发动机隔离阀(或发动机泵前阀)前的输送管路上连接设置有控制阀门的氧化剂
和燃料排放管路，实现剩余推进剂和气体排放。排放管路出口应设有减少排放对箭体干扰的措施，出口
周围应无影响排放的设备。
排放程序应在完成既定任务所有动作之后开始执行，应采取措施确保排放程序不会提前发生。排
放程序设计包含以下主要内容：
a) 确定推进剂组元排放次序：
1)
对于采用氧化剂、燃料分别排放方案的共底贮箱，应考虑推进剂排放次序，注意保持共底
两侧合理的压差，确保贮箱不会因为排放产生失稳而发生破坏；
2)
对于通过发动机工作进行排放的方案，宜采用与执行既定任务相同的指令通路实施排放，
在可能的情况下应安排冗余指令确保排放控制信号可靠发出。
b) 确定姿态控制发动机和推进剂排放管理发动机工作时间。
c) 确定用于拉开器箭距离的发动机工作时间。
d)
确定排放开始时刻。排放动作开始时机应根据轨道计算的结果选定，综合考虑设备供电、测量
系统跟踪能力、对航天器污染影响等因素后确定。排放动作开始时机一般应选在器箭距离超
过1000 m 以后。
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排放阶段轨道设计主要包括排放姿态角的设置、各程序段的时间安排，进行排放阶段轨道计算，并
给出排放阶段末级火箭与航天器的相对位置关系。具体要求如下：
a)
对于通过末级发动机工作排放的系统，在实施排放并制动离轨过程中，应考虑发动机燃烧产物
排放所形成的羽流角的影响，避免发动机燃烧产物直接对准航天器；
b)
对于末级发动机不工作的排放方式，应考虑推进剂排放所形成的羽流角的影响，避免推进剂直
接对准航天器；
c) 各程序段的时间安排主要根据末级火箭调姿角度要求和调姿能力确定；
d)
应确保火箭末级与航天器的安全距离以免发生在轨碰撞，且不会对航天器产生污染；
e)
应考虑测控系统的跟踪测量约束条件，以便地面监测排放过程以及进行排放效果评估。
5.3.1
对于通过末级发动机工作排放的系统，所排出燃烧产物的羽流场分析在工程上一般简化处理，
可采用点源模型、自由分子运动模型和直接模拟蒙特卡罗法对推进剂排放的羽流场进行分析。
5.3.2
对于末级发动机不工作的排放方式，应考虑剩余推进剂在排放管内的流动状态。真空环境下排
放管内压力和温度变化可能导致流动状态由液相流动变为液、气两相或固、液、气三相流动。
5.3.3
应对排放系统管路进行分析，确定管路流动状态，必要时作适当修改，以避免推进剂有可能因出
现固相状态堵塞排放管路。
5.4 剩余推进剂排放对其他相关系统的要求
5.4.1 箭体结构系统为排放新增设备提供安装空间和支架等。
5.4.2
增压输送系统根据排放方式增设相应设备，如气瓶、排放管路、电爆阀等，满足排放阶段贮箱增
压要求；通过分析和试验确定排放流量、方向等数据。
5.4.3
时序指令系统提供排放所需的控制指令、信号等，主要包括反推火箭点火、排放控制气瓶电爆阀
启动等。
5.4.4
姿态控制系统完成对末级箭体排放过程姿态的干扰影响分析，实施必要的姿态调整和稳定，以
确保排放的安全实施。
5.4.5
测量系统提供必要的遥测数据和外弹道测量数据。遥测数据主要包括排放指令参数、相关压
力、温度数据等；外弹道测量数据主要包括排放阶段末级箭体的位置、速度等信息。
5.5 剩余推进剂排放系统可靠性和安全性要求
在不影响执行既定任务的前提下，排放系统中各分系统的可靠性、安全性要求参照各系统原有要求
执行。
5.6 剩余推进剂排放系统在型号各阶段设计要求
在运载火箭研制各阶段，均应考虑并规划剩余推进剂排放的设计和效果评估等工作。具体要求
如下：
a)
火箭研制方和用户方应在项目初期将火箭末级任务后的处置方案列入规划，对末级钝化处理
进行全面考虑。
b)
在火箭研制过程中对剩余推进剂排放系统进行详细设计，并对排放效果进行预估，确保剩余推
进剂排放能达到预期效果并对航天器无不利影响。其中，根据剩余推进剂排出时的物性及流
场分析结果，分析排放物对航天器的遭遇量。遭遇量一般不大于(1×10-⁶)g/cm²。
剩余推进
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剂排放开始时的器箭距离一般不小于1000 m。
根据航天器的特殊要求，对排放方案进行调
整，如增加排放开始时的器箭距离等。
c)
在火箭飞行试验后对剩余推进剂排放效果进行评估，以验证排放系统设计的合理性及检查实
际工作情况。
根据运载火箭飞行试验的遥测数据和外弹道测量数据以及其他地面观测系统的有关数据，对剩余
推进剂排放效果进行评估。具体要求如下：
a)
运载火箭总体结合实际推进剂剩余量、火箭姿态、指令执行情况及末级火箭轨道参数等对排放
阶段工作情况进行综合分析；
b)
其他地面观测系统根据火箭发射轨道，对器箭分离后的火箭运行状态进行跟踪观测，观测时间
一般持续一个月后，形成观测结果分析报告，作为末级火箭排放操作效果的旁证；
c)
火箭末级箭体剩余推进剂排放系统按照设计程序工作、排放未对航天器工作造成危害、末级箭
体没有因排放导致在轨解体，则剩余推进剂排放系统工作正常，达到设计目的和要求。
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