CN110030115A - 一种推进剂贮箱组合增压系统 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种推进剂贮箱组合增压系统，由贮箱、输送管、发动机、气体蒸发器、自生增压管、压力信号器、气瓶、控制电阻盒、电磁阀、节流孔板和单向阀组成。推进剂由贮箱底部经输送管进入发动机，发动机引出一小部分推进剂至气体蒸发器，气体蒸发器将推进剂加热气化后由自生增压管回到贮箱顶部的气枕空间进行增压，该部分为推进剂蒸气自生增压。同时压力信号器实时感受贮箱的气枕压力，当气枕压力低于设定值时，压力信号器指挥控制电阻盒内的继电器闭合进而向电磁阀供电。惰性气体贮存在高压气瓶中，电磁阀通电打开后，高压气体经节流孔板减压节流再顶开单向阀进入自生增压管，最终进入贮箱气枕空间进行补压，该部分为惰性气体补压。

Description

一种推进剂贮箱组合增压系统
技术领域
本发明涉及一种推进剂贮箱组合增压系统，应用于航天领域运载火箭推进剂贮箱增压，尤其适用于易蒸发的低温推进剂贮箱增压和发动机多次启动的贮箱增压。
背景技术
随着运载火箭的发展，对火箭的飞行任务剖面要求越来越复杂，如多次启动甚至返回着陆等任务需求，可靠性要求也越来越高。我国新一代的运载火箭为简化系统，推进剂贮箱增压大多采用自生增压的方式，可适用于剖面较为简单的火箭飞行任务。未来通过发动机多次动作以提高运载能力，乃至火箭返回着陆等任务需求，仅靠自生增压系统无法满足，同时自生增压系统也存在系统冗余度不足的问题。
发明内容
本发明的目的在于提供一种推进剂贮箱组合增压系统，提高增压系统的灵活性以适应各种飞行任务需求。
为实现上述目的，本发明提供了一种推进剂贮箱组合增压系统，包括贮箱、输送管、发动机、气体蒸发器、自生增压管、压力信号器、气瓶、控制电阻盒、电磁阀、节流孔板和单向阀。推进剂由贮箱底部经输送管进入发动机，发动机引出一小部分推进剂至气体蒸发器，气体蒸发器将推进剂加热气化后由自生增压管回到贮箱顶部的气枕空间进行增压，该部分为推进剂蒸气自生增压。同时压力信号器实时感受贮箱的气枕压力，当气枕压力低于设定值时，压力信号器指挥控制电阻盒内的继电器闭合进而向电磁阀供电。惰性气体贮存在高压气瓶中，电磁阀通电打开后，高压气体经节流孔板减压节流再顶开单向阀进入自生增压管，最终进入贮箱气枕空间进行补压，该部分为惰性气体补压。
较佳地，所述电磁阀的开闭由压力信号器和控制电阻盒根据箱压控制。
较佳地，所述气瓶贮存的惰性气体由节流孔板节流后经自生增压管进入贮箱。
较佳地，所述单向阀用于各类自生增压管内推进剂蒸气和电磁阀。
较佳地，所述气体蒸发器用于加热推进剂，推进剂气化后经自生增压管进入贮箱增压。
与现有技术相比，该方法采用自生增压结合惰性气体补压的方法，一方面提高了增压系统的冗余度，增加系统可靠性，另一方面提高了增压系统的灵活性，对不同飞行任务的适应性更强。
附图说明
图1为本发明优选实施例提供的推进剂贮箱组合增压系统结构图。
具体实施
为更好地说明本发明，兹以一优选实施例，并配合附图对本发明作详细说明，具体如下：
本实施例提供的推进剂贮箱组合增压系统，应用于航天领域运载火箭推进剂贮箱增压，尤其适用于易蒸发的低温推进剂贮箱增压和发动机多次启动的贮箱增压，具体如图1所示，由贮箱1、输送管2、发动机3、气体蒸发器4、自生增压管5、压力信号器6、气瓶7、控制电阻盒8、电磁阀9、节流孔板10和单向阀11组成，推进剂由贮箱1底部经输送管2进入发动机3，发动机3引出一小部分推进剂至气体蒸发器4，气体蒸发器4将推进剂加热气化后由自生增压管5回到贮箱1顶部的气枕空间进行增压。同时压力信号器6实时感受贮箱1的气枕压力，当气枕压力低于设定值时，压力信号器6指挥控制电阻盒8内的继电器闭合进而向电磁阀9供电。惰性气体贮存在7高压气瓶中，电磁阀9通电打开后，高压气体经节流孔板10减压节流再顶开单向阀11进入自生增压管5，最终进入贮箱1气枕空间进行补压。
具体地，本实施例中的贮箱1为金属薄壁结构，在其他实施例中若为低温推进剂可在贮箱外壁喷涂绝热层。
输送管2为金属薄壁结构，用于向发动机3输送推进剂，在其他实施例中若为低温推进剂可在输送管外壁喷涂绝热层。
本实施例中发动机3为液氧煤油发动机，在其他实施例中可为液氧液氢发动机或其他种类的低温液体火箭发动机，推进剂进入发动机后大部分燃烧后从喷管喷出从而对火箭实施反推力，小部分推进剂进入气体蒸发器4。
本实施例中4为气体蒸发器，利用发动机内推进剂燃烧的一部分热量加热低温推进剂从而产生推进剂蒸气。
自生增压管5为金属薄壁结构，用于将推进剂蒸气输送至贮箱1顶部，推进剂蒸气进入贮箱1顶部气枕空间内对贮箱增压。
压力信号器6实时感受贮箱1气枕压力，当贮箱气枕压力低于设定值时压力信号器6向控制电阻盒8发出接通指令，当贮箱气枕压力高于设定值时压力信号器6向控制电阻盒8发出关闭指令。
控制电阻盒8接收压力信号器6的控制指令并根据指令向电磁阀9执行通断电动作，当控制电阻盒8收到接通指令时，其内部继电器闭合，向电磁阀9供电，当控制电阻盒8收到断开指令时，其内部继电器断开，向电磁阀9断电。
气瓶7为高压容器，用于贮存惰性气体，本实施例中气瓶为容积60L，承压35MPa的气瓶，气瓶的数量根据飞行任务需求确定，在其他实施例中可为其他类型的气瓶。
电磁阀9为常闭式两位两通电磁阀，其工作压力根据气瓶种类确定，控制电阻盒8向其供电时打开，断电时关闭。
节流孔板10为碗状结构，用于对高压气体节流并减压，将补压气体流量控制在一定范围内，节流孔板通径的大小根据飞行任务确定。
单向阀11为单向流通结构，补压气体正向通过单向阀时单向阀被顶开，当正向无补压气体流通时单向阀关闭，以隔离自生增压管内的推进剂蒸气和电磁阀，避免电磁阀与推进剂蒸气产生相容性问题。
在发动机3点火工作段，由气体蒸发器4加热推进剂，推进剂气化后由自生增压管5进入贮箱1进行增压。当自生增压系统出现故障或增压能力不足时，由压力信号器6控制电磁阀9打开，补压系统开始工作，因此补压系统起到系统冗余的功能，能够确保贮箱保持足够的压力。同时补压气体经自生增压管5进入贮箱1，补压气体进入自生增压管5后与高温的自生增压气体混合，能够提高补压系统的性能。
在发动机3关机后的火箭滑行段，受推进剂温度很低的影响，贮箱1的压力会逐步降低。为了保证发动机后续能够正常点火，当贮箱压力低到压力信号器6设定值时，补压系统开始工作，确保贮箱压力维持在设定范围内。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何本领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，对本发明所做的变形或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述的权利要求的保护范围为准。

Claims (10)

1.一种推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，包括：
贮箱、输送管、发动机、气体蒸发器、自生增压管、压力信号器、气瓶、控制电阻盒、电磁阀、节流孔板和单向阀；推进剂由贮箱底部经输送管进入发动机，发动机引出一小部分推进剂至气体蒸发器，气体蒸发器将推进剂加热气化后由自生增压管回到贮箱顶部的气枕空间进行增压，该部分为推进剂蒸气自生增压；同时压力信号器实时感受贮箱的气枕压力，当气枕压力低于设定值时，压力信号器指挥控制电阻盒内的继电器闭合进而向电磁阀供电；惰性气体贮存在高压气瓶中，电磁阀通电打开后，高压气体经节流孔板减压节流再顶开单向阀进入自生增压管，最终进入贮箱气枕空间进行补压，该部分为惰性气体补压。
2.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述贮箱为金属薄壁结构，可在贮箱外壁喷涂绝热层。
3.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述输送管采用金属薄壁结构，用于向发动机输送推进剂，可在输送管外壁喷涂绝热层。
4.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述发动机采用液氧煤油发动机、液氧液氢发动机或其他种类的低温液体火箭发动机，推进剂进入发动机后大部分燃烧后从喷管喷出从而对火箭实施反推力，小部分推进剂进入气体蒸发器。
5.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述自生增压管为金属薄壁结构，用于将推进剂蒸气输送至贮箱顶部，推进剂蒸气进入贮箱顶部气枕空间内对贮箱增压。
6.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述气瓶为高压容器，容积60L，承压35MPa的气瓶，气瓶的数量根据飞行任务需求确定。
7.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述控制电阻盒接收压力信号器的控制指令并根据指令向电磁阀执行通断电动作，当控制电阻盒收到接通指令时，其内部继电器闭合，向电磁阀供电，当控制电阻盒收到断开指令时，其内部继电器断开，向电磁阀断电。
8.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述电磁阀为常闭式两位两通电磁阀，其工作压力根据气瓶种类确定，控制电阻盒向其供电时打开，断电时关闭。
9.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述单向阀为单向流通结构，补压气体正向通过单向阀时单向阀被顶开，当正向无补压气体流通时单向阀关闭，以隔离自生增压管内的推进剂蒸气和电磁阀。
10.根据权利要求1所述的推进剂贮箱组合增压系统，其特征在于，所述节流孔板为碗状结构，用于对高压气体节流并减压，将补压气体流量控制在一定范围内，节流孔板通径的大小根据飞行任务确定。
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