CN109322764A - 一种低温液位可控注气式蓄压器 - Google Patents

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Abstract

一种低温液位可控注气式蓄压器，包括法兰、绝热层壳体、潜管、惯性孔、第一电磁阀、第二电磁阀、第四电磁阀，第一孔板、第二孔板、高压气瓶，过滤器、减压器、控制器、气体容腔，注气式蓄压器通过法兰与液体推进剂输送管路相连，输送管路内液体推进剂通过惯性孔进入壳体，并在壳体内形成自由液位、气体容腔。

Description

一种低温液位可控注气式蓄压器
技术领域
本发明涉及低温液体运载火箭用POGO抑制系统及蓄压器设计领域，特别是一种低温液位可控注气式蓄压器。
背景技术
液体火箭的POGO振动是指结构系统与推进系统动特性相互耦合而产生的纵向不稳定低频振动。严重时将导致火箭发动机关机、有效载荷故障、航天员身体不适甚至箭体结构破坏等后果。蓄压器是液体运载火箭POGO抑制系统的重要单机，它一般安装于火箭推进剂输送管路末端，发动机泵入口，通过在输送管路上附加气体容腔来改变输送系统的固有频率，使其与箭体结构的固有频率分离，从而达到POGO抑制的目的。
目前我国现役火箭主要采用贮气式金属膜盒蓄压器，能量值较低。金属膜盒是由许多金属膜片焊接而成，焊缝数量多、长度长，焊缝缺陷控制难度显著增大，同时，充压后容易失稳，尤其是在振动工况下可靠性较差。相比现役运载火箭上采用的金属膜盒式蓄压器而言，注气式蓄压器结构简单，无膜盒等运动部件，能量值较大，可以极大的降低加工制造难度、提高发射及飞行可靠性、简化监测维护流程，并且对于大型低温运载火箭而言，这种优势更为显著。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种低温液位可控注气式蓄压器，解决了大型低温运载火箭POGO抑制系统对蓄压器气腔容积需求日益增大的问题，可替代现有技术容积小、工艺性及可靠性差的金属膜盒蓄压器，本发明新型低温液位可控注气式蓄压器气体容腔大、容积可以保持不变，注入的过量的气体避免进入输送管，不会对发动机性能造成影响。
本发明的技术解决方案是：一种低温液位可控注气式蓄压器，包括法兰、绝热层壳体、潜管、惯性孔、第一电磁阀、第二电磁阀、第四电磁阀，第一孔板、第二孔板、高压气瓶，过滤器、减压器、控制器、气体容腔，其中：
注气式蓄压器通过法兰与液体推进剂输送管路相连，输送管路内液体推进剂通过惯性孔进入壳体，并在壳体内形成自由液位、气体容腔；
当处于低温预冷状态时，第四电磁阀排气，气体容腔与大气相通，低温推进剂气化产生的气体通过第四电磁阀排出，液体推进剂填满气体容腔，实现注气式蓄压器的低温预冷；
当进入工作状态时，第四电磁阀关闭，高压气瓶中充入高压氦气，第二电磁阀打开，氦气通过过滤器、减压器、第二孔板注入气体容腔，气体容腔压力升高，液体推进剂通过惯性孔进入输送管中，第一电磁阀打开，液体推进剂通过潜管排出，气体容腔增大，液面下降至潜管出口位置时，潜管排气，液面停止下降，当输送管内压力高于气体容腔压力时，气体容腔被压缩，液面升高，当液面高于潜管出口时，气体注入气体容腔，当气体容腔压力高时，液面继续下降，使得液面在潜管出口附近调节。
还包括消能器，消能器降低气流的速度，引导气流的方向，防止气体直吹介质液面、输送管内壁。
还包括防晃板，防晃板在壳体内部，抑制在火箭飞行过程中产生的液面晃动。
还包括温度传感器用于测量气腔内的温度。
还包括液位计用于测量蓄压器内推进剂介质的高度。
还包括压力传感器，用于测量气体容腔内的压力。
还包括第三电磁阀、第三孔板，当电磁阀、减压器出现故障时，电磁阀打开，气体通过孔板注入气体容腔中。
所述的绝热层壳体为双层管结构，内外夹层中可提供所需要的气体容腔，内外层通过惯性孔连接。
所述的法兰为两个。
所述的壳体为绝热材料制成。
本发明与现有技术相比的优点在于：
本发明应用于低温液体运载火箭POGO抑制系统，能够提供POGO抑制所需的气体容积，容积大，可保证蓄压器气腔容积基本保持不变或者在一定范围内波动，注入的过量气体通过排气电磁阀及孔板排出，且气体不会进入到输送管路内部，同时气体容腔的容积可根据不同火箭系统对能量值的需要进行调整，任务适应能力强；此外充气和排气系统冗余设计，系统工作可靠性高，可替代现有金属膜盒式蓄压器，用于大型低温液体运载火箭中。
附图说明
图1为一种低温液位可控注气式蓄压器系统示意图，其中，1为法兰，2为壳体(绝热层)，3为潜管，4为消能器，5为防晃板，6为惯性孔，7为液位计，8为压力传感器，9为温度传感器，10为电磁阀，11为孔板，12为气瓶，13为过滤器，14或15为电磁阀，16为减压器，17或18为孔板，19为电磁阀，20为控制器，21为气体容腔。
具体实施方式
本发明针对现有技术的不足，提出一种低温液位可控注气式蓄压器，蓄压器内液位通过潜管控制，可保证输送管内压力变化时，蓄压器气腔容积基本保持不变(即在一定范围内波动)，注入的过量的气体通过排气电磁阀及孔板排出，气体不会进入到输送管路内部，气体容腔的容积可根据不同火箭系统对能量值得需要进行调整，任务适应能力强。
如图1所示为一种低温液位可控注气式蓄压器系统示意图，一种低温注气式蓄压器包括法兰1、绝热层壳体2、潜管3、消能器4、防晃板5、惯性孔6、液位计7、压力传感器8、温度传感器9、第一电磁阀10、第二电磁阀14、第三电磁阀15、第四电磁阀19，第一孔板11、第二孔板17、第三孔板18、气瓶12，过滤器13、减压器16、控制器20、气体容腔21。
注气式蓄压器通过法兰1与液体推进剂输送管路相连，当输送管路内存在液体介质时，液体介质可通过惯性孔6进入壳体2，并在壳体2内形成自由液位及气体容腔21，为输送管路提供一定的柔性和惯量，从而起到改变管路系统固有频率，降低脉动压力幅值的作用。
当处于低温预冷状态时，打开电磁阀19排气，气体容腔21与大气相通，低温推进剂气化产生的气体通过电磁阀19排出，液体推进剂填满整个容腔21，实现蓄压器的低温预冷，将蓄压器壳体冷却至推进剂温度。液位计7用于测量蓄压器内推进剂的高度，温度传感器9用于测量气腔内的温度。
当进入工作状态时，关闭电磁阀19，高压气瓶12中充入高压氦气，打开电磁阀14，气瓶内的氦气通过过滤器13、减压器16、孔板17和消能器4以一定的流量注入气体容腔21中，容腔中压力升高，液体推进剂通过惯性孔6进入输送管中，同时打开两个并联冗余排气电磁阀10，液体推进剂通过潜管3排出，气体容腔21继续增大，液面下降至潜管3出口位置时，潜管3开始排气，液面停止下降，当输送管内压力升高，压力高于气体容腔压力时，容腔被压缩，液面升高，当液面高于潜管3出口时，排气通道被关闭，由于气体仍在不断注入容腔，容腔压力升高，液面停止升高，当容腔压力高时，液面继续下降，如此往复，液面在潜管出口附近自由调节，保持一定的气体容积。
当需要提高气体注入的流量时，或电磁阀14、减压器16充气路出现故障时，可打开电磁阀15，气体可通过孔板18注入气体容腔中，起到系统冗余的作用，提高系统工作可靠性。
消能器4可降低气流的速度，引导气流的方向，使气流方向向着外部壳体的方向流动，防止气体直吹液面造成液面的不稳定波动，从而减少气体与低温推进剂的热量交换，最终达到容腔压力稳定的目的；同时防止气流直吹输送管内壁，防止气体与输送管中的低温推进剂产生热量交换，降低对低温推进剂品质的影响。
防晃板5的作用是抑制在火箭飞行过程中产生的液面晃动，使液位能够控制在合理的范围内，便于提高容腔压力及容积控制的稳定性。
本发明与现有技术相比有以下优点：蓄压器内液位通过潜管控制，可保证输送管内压力变化时，蓄压器气腔容积基本保持不变(即在一定范围内波动)。注入的过量的气体通过排气电磁阀及孔板排出，气体不会进入到输送管路内部。气体容腔的容积可根据不同火箭系统对能量值得需要进行调整，任务适应能力强。充气及排气系统电磁阀并联冗余设计，提高系统工作可靠性及系统容错能力。
本发明低温液位可控注气式蓄压器通过法兰1与输送管路连接，保证输送管路的流通面积，采用双层管结构，内外夹层中可提供所需要的气体容腔，内外层通过惯性孔连接，液体推进剂可通过惯性孔进入夹层中形成自由液面。通过向气体容腔中充入氦气维持容腔压力，通过潜管控制自由液面的高度，液面低于潜管时排气，液面高于潜管时排液，从而维持一定的气腔容积。过量的气体通过潜管排出箭外，从而避免了气体进入输送管对发动机造成的不利影响。通过充气与排气系统设计冗余来提高系统工作的可靠性及容错能力。
本发明说明书中未作详细描述的内容属本领域技术人员的公知技术。

Claims (10)

1.一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于包括法兰(1)、绝热层壳体(2)、潜管(3)、惯性孔(6)、第一电磁阀(10)、第二电磁阀(14)、第四电磁阀(19)，第一孔板(11)、第二孔板(17)、高压气瓶(12)，过滤器(13)、减压器(16)、控制器(20)、气体容腔(21)，其中：
注气式蓄压器通过法兰(1)与液体推进剂输送管路相连，输送管路内液体推进剂通过惯性孔(6)进入壳体(2)，并在壳体(2)内形成自由液位、气体容腔(21)；
当处于低温预冷状态时，第四电磁阀(19)排气，气体容腔(21)与大气相通，低温推进剂气化产生的气体通过第四电磁阀(19)排出，液体推进剂填满气体容腔(21)，实现注气式蓄压器的低温预冷；
当进入工作状态时，第四电磁阀(19)关闭，高压气瓶(12)中充入高压氦气，第二电磁阀(14)打开，氦气通过过滤器(13)、减压器(16)、第二孔板(17)注入气体容腔(21)，气体容腔(21)压力升高，液体推进剂通过惯性孔(6)进入输送管中，第一电磁阀(10)打开，液体推进剂通过潜管(3)排出，气体容腔(21)增大，液面下降至潜管(3)出口位置时，潜管(3)排气，液面停止下降，当输送管内压力高于气体容腔(21)压力时，气体容腔(21)被压缩，液面升高，当液面高于潜管(3)出口时，气体注入气体容腔(21)，当气体容腔(21)压力高时，液面继续下降，使得液面在潜管(3)出口附近调节。
2.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：还包括消能器(4)，消能器(4)降低气流的速度，引导气流的方向，防止气体直吹介质液面、输送管内壁。
3.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：还包括防晃板(5)，防晃板(5)在壳体(2)内部，抑制在火箭飞行过程中产生的液面晃动。
4.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：还包括温度传感器(9)用于测量气腔内的温度。
5.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：还包括液位计(7)用于测量蓄压器内推进剂介质的高度。
6.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：还包括压力传感器(8)，用于测量气体容腔(21)内的压力。
7.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：还包括第三电磁阀(15)、第三孔板(18)，当电磁阀(14)、减压器(16)出现故障时，电磁阀(15)打开，气体通过孔板(18)注入气体容腔(21)中。
8.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：所述的绝热层壳体(2)为双层管结构，内外夹层中可提供所需要的气体容腔，内外层通过惯性孔连接。
9.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：所述的法兰(1)为两个。
10.根据权利要求1所述的一种低温液位可控注气式蓄压器，其特征在于：所述的壳体(2)为绝热材料制成。
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