CN103407590B - 一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，包括一端开口的贮箱外壳、设置在贮箱外壳内用于储存推进剂的液腔筒体、防旋防晃部件、固定部件，所述固定部件上端固定贮箱外壳开口处；固定部件下端穿过贮箱外壳插入至液腔筒体，固定部件与液腔筒体之间的间隙处横向设置有弹性元件；所述液腔筒体下端与贮箱外壳直接固定，所述液腔筒体下端还设有防晃防旋部件。本发明的上述技术方案的有益效果如下：结构简单，技术合理，质量轻巧，制造成本低，可根据需要调整加注推进剂的容积，使用非常灵活，可适应大角度晃动，结构非常牢固。

Description

一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱

技术领域

本发明涉及空间飞行器技术领域，特别是指一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱。

背景技术

本发明涉及一种大尺寸推进剂贮箱，适用于在空间飞行器地面试验过程中的推进剂贮存与供给。空间飞行器地面试验是为了验证产品的飞行性能，有如下技术难点：为确保整器的结构变化不大，要求所有产品外形结构与飞行产品一致；推进剂的实际加注量远小于实际任务量，以适应地球引力；需多次进行加注试验；试验过程中，整器倾斜和晃动剧烈；地球自旋会引起的推进剂起旋。如果选用无管理装置的贮箱，无法适应由于飞行器的飞行角度变化、晃动，会使得贮箱输出的推进剂夹气；若在空间飞行器地面试验中选取表面张力，金属膜片等装置，它们不同程度地存在一些局限：结构工艺复杂，制造成本高，力学环境适应能力差，推进剂输出流量有限，无法实现多次加注、可变加注容积的功能。

针对上述难点，为解决现有装置的各种局限，本发明的目的在于提供一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，解决上述技术问题。

发明内容

本发明要解决的技术问题是提供一种能够无限制加注推进剂，可以根据需要改变加注容积，可适应试验过程中倾斜角0～45°C范围内的剧烈晃动，适应试验过程中的横向制动的空间飞行器地面试验用推进剂贮箱。

为解决上述技术问题，本发明的实施例提供一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，包括一端开口的贮箱外壳、设置在贮箱外壳内用于储存推进剂的液腔筒体、防旋防晃部件、固定部件，所述固定部件上端固定贮箱外壳开口处；固定部件下端穿过贮箱外壳插入至液腔筒体，固定部件与液腔筒体之间的间隙处横向设置有弹性元件，所述液腔筒体下端与贮箱外壳直接固定，所述液腔筒体下端还设有防晃防旋部件。

其中贮箱外壳与用于空间飞行器的真实贮箱外观一致，其结构特征可根据试验任务的需要相应设计，贮箱外壳选用了与真实贮箱完全一致的直径1000mm，容积达600L的球形容器。

液腔筒体用于装载试验用推进剂。液腔筒体由上、中、下三段筒体和两段圆滑过渡部分构成，相互之间采用环向对接焊缝连接。三段筒体的内直径为主要特征，分别为D1、D2和D3。为满足前述地面试验工况的需求、同时兼顾制造工艺性等因素，其中D2根据试验任务给定的加注容积、液面高度和抗力学过载能力等确定，D2/5≤D3≤D2/3，0.6D3≤D1≤0.8D3，根据任务需求的35L试验加注容积，920mm的液体高度，圆筒各直径间的关系和抗力学环境能力要求等，确定了D1取60mm，D2取340mm，D3取90.5mm。

固定部件用于密封贮箱的装配接口和固定液腔筒体的作用。其下端结构带有弹性元件，通过插入液腔筒体的上筒体，避免液腔筒体悬臂受力，固定部件的下端直径取55mm，弹性元件选用了O形橡胶圈。

作为优选，所述弹性元件为横向安装在固定部件与液腔筒体之间的间隙处的弹簧，弹簧的一端与液腔筒体固定连接。上述固定部件的下端直径应略小于液腔筒体对应直径，弹性元件应填充固定部件与液腔筒体之间的间隙。

作为优选，所述防晃防旋部件截面为“一”字型、“十”字型和“米”字型。其中，防旋防晃部件，用于消除地球重力诱发的推进剂起旋和整器晃动带来的推进剂晃动，其结构特征为截面如“一”字、“十”字或“米”字等形式的梁结构。

作为优选，所述液腔筒体内还设置有定位部件和限位部件，所述定位部件一端设有槽口用于安装防晃防旋部件，所述定位部件另一端与贮箱外壳固定连接，所述限位部件与液腔筒体内壁螺纹连接，所述限位部件下端压紧防晃防旋部件。

本发明的上述技术方案的有益效果如下：结构简单，技术合理，质量轻巧，制造成本低，可根据需要调整加注推进剂的容积，使用非常灵活，可适应大角度晃动，结构非常牢固。

附图说明

图1为本发明的结构原理图。

具体实施方式

为使本发明要解决的技术问题、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图及具体实施例进行详细描述。

本发明针对现有的不足提供一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，如图1所示，包括一端开口的贮箱外壳1、设置在贮箱外壳1内用于储存推进剂的液腔筒体2、防旋防晃部件3、固定部件4，所述固定部件4上端固定贮箱外壳1开口处；固定部件4下端穿过贮箱外壳1插入至液腔筒体2，固定部件4与液腔筒体2之间的间隙处横向设置有弹性元件5，所述液腔筒体2下端与贮箱外壳1直接固定，所述液腔筒体2下端还设有防晃防旋部件3，所述弹性元件5为横向安装在固定部件4与液腔筒体2之间的间隙处的弹簧，弹簧的一端与液腔筒体2固定连接，所述防晃防旋部件3截面为“一”字型、“十”字型和“米”字型，所述液腔筒体2内还设置有定位部件6和限位部件7，所述定位部件6一端设有槽口用于安装防晃防旋部件3，所述定位部件6另一端与贮箱外壳1固定连接，所述限位部件7与液腔筒体2内壁螺纹连接，所述限位部件7下端压紧防晃防旋部件3。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以作出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，其特征在于，包括一端开口的贮箱外壳(1)、设置在贮箱外壳(1)内用于储存推进剂的液腔筒体(2)、防旋防晃部件(3)、固定部件(4)，所述固定部件(4)上端固定贮箱外壳(1)开口处；固定部件(4)下端穿过贮箱外壳(1)插入至液腔筒体(2)，固定部件(4)与液腔筒体(2)之间的间隙处横向设置有弹性元件(5)，所述液腔筒体(2)下端与贮箱外壳(1)直接固定，所述液腔筒体(2)下端还设有防晃防旋部件(3)；

所述液腔筒体(2)由上、中、下三段筒体和两段圆滑过渡部分构成，相互之间采用环向对接焊缝连接，三段筒体的内直径分别为D1、D2和D3，其相关关系为：D2/5≤D3≤D2/3，0.6D3≤D1≤0.8D3。

2.根据权利要求1所述的空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，其特征在于，所述弹性元件(5)为横向安装在固定部件(4)与液腔筒体(2)之间的间隙处的O型橡胶圈，O型橡胶圈的一端与液腔筒体(2)活动连接。

3.根据权利要求1所述的空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，其特征在于，所述防晃防旋部件(3)截面为“一”字型、“十”字型和“米”字型。

4.根据权利要求2或3所述的空间飞行器地面试验用推进剂贮箱，其特征在于，所述液腔筒体(2)内还设置有定位部件(6)和限位部件(7)，所述定位部件(6)一端设有槽口用于安装防晃防旋部件(3)，所述定位部件(6)另一端与贮箱外壳(1)固定连接，所述限位部件(7)与液腔筒体(2)内壁螺纹连接，所述限位部件(7)下端压紧防晃防旋部件(3)。