CN107630769A - 火箭氧箱冷氦加温增压系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种火箭氧箱冷氦加温增压系统及方法，该方法为：一定数量的冷氦气瓶置于液氧储箱内，冷氦气瓶内的氦气经过滤器、电磁阀、减压器、节流圈和加热器后进入液氧储箱的气枕，进而实现对液氧的增压。本发明的优点在于：本发明中将冷氦气瓶中的氦气经过过滤、减压和加温等过程后进入液氧储箱的气枕，实现对液氧的增压，以保证发动机泵入口的压力要求。通过对冷氦增压系统的合理设计，在保证增压系统正常工作的情况下，不仅能够减轻增压系统自身重量，同时能够提升氦气的有效利用率，进而提高火箭运载能力，同时具有较高的安全可靠性。

Description

火箭氧箱冷氦加温增压系统

技术领域

本发明属于航天器系统技术与低温工程技术领域，具体涉及一种结构新颖的火箭氧箱冷氦加温增压系统。

背景技术

液氢、液氧等低温液体是目前大推力火箭的主要推进剂，冷氦增压系统是低温液体推进系统的关键技术之一。该系统通常利用氦气作为增压介质，且氦气瓶置于液氢或液氧箱内，低温高压氦气经过减压和加温后进入液氧箱的气枕，用于对液氧箱进行增压，以保证发动机泵入口的压力要求。冷氦增压能够减轻增压系统重量，减少常温气瓶补压用氦气量，提高火箭运载能力；同时氦气化学性质比较稳定，不会与推进剂发生反应。

火箭增压系统的主要功能为：确保发动机启动和飞行过程中所需要的推进剂流量和泵或者燃烧室所需要的最低压强；维持火箭薄壁所需要的内压承载要求，保证足够的结构强度和刚度；提供火箭推进系统的推进剂加注，排泄与安全装置。

火箭因为发射任务的不同，增压方式也有很大的不同。目前的增压方式主要有两种：

一种是挤压式增压系统，这是贮箱推进剂在气枕的直接压力作用下，以适当的压力和流量，将推进剂挤入发动机燃烧室的增压输送系统。优点是系统比较简单可靠，缺点在于推进剂箱实际是在推进剂输送压力(大于燃烧室压力)的情况下工作的，因此，推进剂壁箱较厚，结构质量增大，不利于火箭有效载荷的提升；

另一种增压方式为泵压式增压系统，它是推进剂箱的气枕压力在满足发动机泵入口压力条件下，将推进剂输入发动机，然后由发动机涡轮驱动泵，使泵出口的推进剂压力提高到喷注入发动机燃烧室所需要的压力。其优点在于推进剂箱实际上不是在燃烧室要求的推进剂输送压力下工作的，因此能以较小的质量制造大容积的推进剂箱。缺点在于涡轮泵需要专用的驱动能源装置，系统比较复杂。

在已有技术中公开了一些增压系统，例如：

专利公开号CN105971768A，名称为“一种基于再生冷却的自增压供应系统”的专利申请，提供了一种基于再生冷却的自增压方案。该系统采用类似再生冷却的方法，在燃烧室室壁布置冷却通道，让推进剂作为冷却剂流经冷却通道进行换热，在冷却燃烧室壁的同时，推进剂获得了热量从而被气化，被气化的推进剂被送回贮箱，给贮箱增压，达到使贮箱压力基本稳定的目的。虽然该系统克服了自增压供应系统工作过程中压力下降严重，不能维持贮箱压力恒定的问题，但是在系统中推进剂损耗较多。

专利公开号CN101915184A，名称为“双工况挤压式输送系统及其设计方法”的专利，通过对增压气路增压气体流量的调节，改变输送系统工作过程中储箱的压力，再由液路双工况主阀感受储箱压力改变工作状态，从而调节液体推进剂流量的供应。该系统包括了高压气瓶、增压气路以及控制系统、储箱、液路双工况主阀、流量控制元件，整体系统较为复杂，控制难度较大。

专利公开号CN105156231A，名称为“一种燃气自增压式混合火箭发动机”的专利申请，在氧化剂贮箱内设密封活塞，该密封活塞将氧化剂贮箱的内腔分隔成两个密封空腔，且其中一个密封空腔内装有氧化剂。贫氧燃气发生器一端为密封端，另一端设有喷管，且在密封端处浇筑有药柱，在贫氧燃气发生器未浇筑药柱的空腔内设有流量调节阀，流量调节阀将该未浇筑药柱的空腔分隔成两个空腔，且靠近喷管的空腔为二次燃烧室；该方案能够实现自增压，简化氧化剂供应系统的复杂性，但是自增压系统的稳定性不足。

专利公开号CN104729857A，名称为“一种适用于大型低温液体火箭发动机试验台供应系统”的专利，其中的供应系统包括燃料增压系统、氧化剂增压系统、燃料输运系统和氧化剂输运系统。该方案中，采用气体增压方式给推进剂进行加压，拓展了将液态推进剂转化为气态推进剂的功能。但是推进剂的利用效率不高，需要大量推进剂用于气体增压。

专利公开号CN105299461A，名称为“液体运载火箭模拟燃料增压加泄配气控制台”的专利申请公开的控制台主要有A，B两箱增压电磁阀，在主气路管路上的通往A箱的气路支路上使用A箱增压电磁阀进行气体通断的控制，连接A箱压力表、A箱压力传感器，检测通往A箱的气体压力，该方案可以运用于火箭贮箱的增压，但是系统繁杂，体积大，不易火箭的承载。

专利公开号CN2594498Y，名称为“磁悬浮液体增压泵”的专利公开的增压泵属于一种在磁悬浮高速旋转转子离心力场中液体压力增加，并通过滞止管将动能转化为压力能进一步增压的设备，具体涉及一种磁悬浮液体增压泵，但是液体输出流量呈现脉动式，振动强烈，并且增加了供应系统的质量和复杂性。

综上，现有的增压系统存在系统复杂、稳定性不足、推进剂损耗较多以及质量较大等缺陷。

发明内容

在目前国内相关领域比较缺乏针对气瓶放置于液氧箱中的冷氦加温增压相关技术的情况下，本发明提供了一种冷氦气瓶在液氧箱中通过加温以实现增压的一种增压方式，以保证增压系统正常工作，同时提高增压系统的安全可靠性并减少增压用氦量。

本发明的技术方案如下：

一种火箭氧箱冷氦加温增压系统，包括液氧储箱、增压用冷氦气瓶组、过滤器、电磁阀、控制器、减压器、压力信号器、节流圈、加热器；其中，

所述液氧贮箱内安装所述增压用冷氦气瓶组，所述增压用冷氦气瓶组包括多个增压用冷氦气瓶，多个所述冷氦气瓶布置在所述液氧储箱的内壁表面；

所述冷氦气瓶组通过第一管路连接所述过滤器；

所述过滤器通过第二管路连接所述电磁阀；

所述电磁阀的两端分别连接所述控制器和所述减压器；

所述控制器通过安装在所述液氧储箱中的所述压力信号器来控制所述电磁阀的通断；

所述减压器通过第三管路连接所述加热器，并且所述减压器和所述加热器之间设有所述节流圈。

优选地，所述减压器的入口压力为23±6MPa，出口压力为2.5±0.3MPa。

优选地，所述加热器前增压管路的通径为22mm，长度为8m；所述加热器后增压管路的通径为50mm，长度为20m。

优选地，所述第一管路的直径为320mm。

优选地，所述第二管路的直径为320mm。

优选地，所述第三管路的直径为9.8mm。

优选地，所述第四管路的直径为50mm。

优选地，所述冷氦气瓶的形状为球形，材料为高温合金，气瓶内的初始压力为23MPa，初始温度为90K。

一种火箭氧箱冷氦加温增压系统的加温增压方法，将冷氦气瓶布置于液氧储箱内；所述冷氦气瓶的形状为球形，材料为高温合金，所述冷氦气瓶内的初始压力为23MPa，初始温度为90K；冷氦气瓶中的氦气通过过滤、减压和加温过程后到达液氧储箱中的气枕。

优选地，所述冷氦气瓶中的冷氦气通过直径为320mm的管路经过过滤器后通过电磁阀，电磁阀由控制器根据安装在液氧储箱中的压力信号器来决定其通断；用于减压的减压器的入口压力为23±6MPa，出口压力为2.5±0.3MPa；氦气经过加热器加温后通过直径为50mm的管道到达所述液氧储箱的气枕。

与现有技术相比，本发明的有益效果如下：

本发明提供的火箭氧箱冷氦加温增压系统利用液氧储箱中冷氦气瓶中的氦气增压，具体是利用管路使冷氦气瓶连接过滤器、电磁阀、减压器、节流圈、加热器等装置最后到达液氧储箱中的气枕内，对液氧储箱起到增压作用，以满足液氧进入燃烧室的流量和压力。本发明的冷氦加温增压系统减轻了增压系统重量，减少了增压用氦量，可以提高火箭运载能力，同时具有较高的安全可靠性，对于推动我国航天事业的发展和进步起到推进作用。

当然，实施本发明的任一产品并不一定需要同时达到以上所述的所有优点。

附图说明

图1为冷氦气瓶位于液氧储箱中的位置和各个元器件之间的连接关系和相对位置的示意图。

具体实施方式

下面结合附图及具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。

本发明的火箭氧箱冷氦加温增压系统中冷氦气瓶组位于液氧储箱中的位置和各个元器件之间的相对连接关系如图1所示。

图1表示的是冷氦气瓶组布置在液氧储箱中并且通过管道依次连接过滤器、电磁阀、减压器、节流圈并到达加热圈后经加热进入液氧箱的气枕中。其中电磁阀的通断由控制器和压力信号器来控制，具体地，

所述火箭氧箱冷氦加温增压系统，包括液氧储箱、增压用冷氦气瓶组、过滤器、电磁阀、控制器、减压器、压力信号器、节流圈、加热器；其中，

所述液氧贮箱内安装所述增压用冷氦气瓶组，所述增压用冷氦气瓶组包括多个增压用冷氦气瓶，多个所述冷氦气瓶布置在所述液氧储箱的内壁表面；

所述冷氦气瓶组通过第一管路连接所述过滤器；所述第一管路的直径为320mm；

所述过滤器通过第二管路连接所述电磁阀；所述第二管路的直径为320mm；

所述电磁阀的两端分别连接所述控制器和所述减压器；

所述控制器通过安装在所述液氧储箱中的所述压力信号器来控制所述电磁阀的通断；所述减压器的入口压力为23±6MPa，出口压力为2.5±0.3MPa；

所述减压器通过第三管路连接所述加热器，并且所述减压器和所述加热器之间设有所述节流圈。所述第三管路的直径为9.8mm。

所述加热器前增压管路的通径为22mm，长度为8m；所述加热器后增压管路的通径为50mm，长度为20m。

此外，液氧储箱上还设有排气阀和安全阀，并且通过输送管连接发动机，所述发动机还与加热器连接。

应用本发明的火箭氧箱冷氦加温增压系统的冷氦气瓶加注过程和增压过程具体见以下实施例。

实施例1(加注过程)

冷氦气瓶加注过程具体步骤如下：

1、火箭发射前，液氧储箱内液氧加注完毕，液氧初始温度为90K；

2、冷氦气瓶开始充氦气，氦气加注温度为80K，加注流量为0.02kg/s；

3、冷氦气瓶充氦气至23MPa，停放过程连续补氦保持23MPa。

经过仿真计算得出，冷氦气瓶均经过2800s达到23MPa，气瓶内温度压力达到稳定需要3200s，气瓶最高温度是93.71K，气瓶与液氧的最大传热量为4222W。

实施例2(增压过程)

冷氦气瓶增压过程具体步骤如下：

1、压力信号器检测液氧储箱中的气枕压力，当气枕压力小于额定值时，控制器打开增压管路上的电磁阀，低温高压氦气从冷氦气瓶中输出，氦气流量0.26kg/s；

2、氦气经过减压器减压、节流圈控制流量；

3、氦气进入加热器中加温至约500K；

4、减压和加温后的氦气进入液氧储箱的气枕进行增压。

经过仿真计算得出，液氧温度基本维持在90K，气瓶最低温度77.4K，最高末温84.5K，末压9.5MPa，增压用氦量27.4kg，能够保证增压系统正常工作，且具有较高的安全可靠性。

以上公开的本发明优选实施例只是用于帮助阐述本发明。优选实施例并没有详尽叙述所有的细节，也不限制该发明仅为所述的具体实施方式。显然，根据本说明书的内容，可作很多的修改和变化。本说明书选取并具体描述这些实施例，是为了更好地解释本发明的原理和实际应用，从而使所属技术领域技术人员能很好地理解和利用本发明。本发明仅受权利要求书及其全部范围和等效物的限制。

Claims (10)

1.一种火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，包括液氧储箱、增压用冷氦气瓶组、过滤器、电磁阀、控制器、减压器、压力信号器、节流圈和加热器；其中，

所述液氧贮箱内安装所述增压用冷氦气瓶组，所述增压用冷氦气瓶组包括多个增压用冷氦气瓶，多个所述冷氦气瓶布置在所述液氧储箱的内壁表面；

所述冷氦气瓶组通过第一管路连接所述过滤器；

所述过滤器通过第二管路连接所述电磁阀；

所述电磁阀的两端分别连接所述控制器和所述减压器；

所述控制器通过安装在所述液氧储箱中的所述压力信号器来控制所述电磁阀的通断；

所述减压器通过第三管路连接所述加热器，并且所述减压器和所述加热器之间设有所述节流圈；

所述加热器出口通过第四管路连接所述液氧储箱。

2.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述减压器的入口压力为23±6MPa，出口压力为2.5±0.3MPa。

3.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述加热器前增压管路的通径为22mm，长度为8m；所述加热器后增压管路的通径为50mm，长度为20m。

4.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述第一管路的直径为320mm。

5.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述第二管路的直径为320mm。

6.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述第三管路的直径为9.8mm。

7.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述第四管路的直径为50mm。

8.如权利要求1所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统，其特征在于，所述冷氦气瓶的形状为球形，材料为高温合金，气瓶内的初始压力为23MPa，初始温度为90K。

9.一种火箭氧箱冷氦加温增压系统的加温增压方法，其特征在于，将冷氦气瓶布置于液氧储箱内；所述冷氦气瓶的形状为球形，材料为高温合金，所述冷氦气瓶内的初始压力为23MPa，初始温度为90K；冷氦气瓶中的氦气通过过滤、减压和加温过程后到达液氧储箱中的气枕。

10.根据权利要求9所述的火箭氧箱冷氦加温增压系统的加温增压方法，其特征在于，所述冷氦气瓶中的冷氦气通过直径为320mm的管路经过过滤器后通过电磁阀，电磁阀由控制器根据安装在液氧储箱中的压力信号器来决定其通断；用于减压的减压器的入口压力为23±6MPa，出口压力为2.5±0.3MPa；氦气经过加热器加温后通过直径为50mm的管道到达所述液氧储箱的气枕。