ICS49.020 V 71 中华人民共和国国家标准 GB/T 32295—2015 运载火箭剩余推进剂排放设计要求 Design requirements for residual propellant venting of launch vehicle 2015-12-31发布 2016-07-01实施 中华人民共和国国家质量监督检验检疫总局 发布 中国国家标准化管理委员会 GB/T32295—2015 前言 本标准按照GB/T1.1一2009给出的规则起草。 本标准由中国航天科技集团公司提出， 本标准由全国宇航技术及其应用标准化技术委员会（SAC/TC425)归口。 本标准起草单位：中国航天科技集团公司上海宇航系统工程研究所。 本标准主要起草人：古艳峰、林剑锋、唐明亮、朱胤。 I GB/T32295—2015 运载火箭剩余推进剂排放设计要求 1范围 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。 2规范性引用文件 下列文件对于本文件的应用是必不可少的。凡是注日期的引用文件，仅注日期的版本适用于本文 件。凡是不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件 ISO24113:2011空间碎片减缓要求（SpacesystemsSpacedebrismitigationrequirements） 3术语和定义 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 propellantventing 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-vehicledistance 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angleofplume 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spacedebrismitigation 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 1 GB/T32295—2015 4一般设计要求 4.1设计准则 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ISO24113：2011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。 4.2系统组成及其功能 4.2.1组成 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。 4.2.2推进剂排放管理分系统 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。 4.2.3排放执行分系统 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 4.2.4排放控制分系统 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， 4.2.5排放测量分系统 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。 4.3排放方式选择 4.3.1总则 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 GB/T32295—2015 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。 4.3.4通过末级发动机燃烧室排放 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。 4.3.5通过末级发动机排空管排放 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。 4.3.6通过专用排放管排放 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。 5详细设计要求 5.1排放程序设计 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允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。 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1000m以后。 3