CN111852690B - 一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，用于为后期真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品的研发提供有力的支持。该装置包括内管、外壳、恒定气体供应接口以及气液排放接口；外壳同轴套设于内管外部，两者之间构成一个密封腔室；内管出口端与发动机对接，内管入口端与外部液氧供应源对接；内管靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室连通的注液孔；恒定气体供应接口安装于外壳侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口与外部恒定气体供应源连通；气液排放接口安装于外壳侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口，气液排放接口与外部排放安全区连通。

Description

一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置

技术领域

本发明涉及一种脉动抑制装置，具体涉及一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置。

背景技术

火箭飞行过程中，会产生一种纵向不稳定低频振动，该振动被称之为POGO振动，该振动对于火箭飞行的安全性及可靠性存在较大的影响。尤其是在载人航天飞行中POGO振动严重威胁航天员的生命安全。

在火箭中一般使用脉动抑制装置对该振动进行抑制，脉动抑制装置的主要工作性能指标为其蓄压容积。现有火箭主要采用膜盒式脉动抑制装置，其蓄压容积仅为2-3L，其蓄压容积、结构特性均无法满足新一代大推力火箭发动机使用要求，当前急需一种满足大推力火箭发动机的脉动抑制装置。

但是，在进行真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品研制之前需要研制一款地面试验用的低频脉动抑制装置，并通过对该地面试验用的低频脉动抑制装置进行试验验证，从而为后期真实产品的结构设计和相关参数设计提供有力的支持。

发明内容

为了解决背景技术中指出的现有膜盒式脉动抑制装置的蓄压容积、结构特性均无法满足大推力火箭发动机使用需求的问题，本发明提供了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，用于为后期真实大推力火箭发动机低频脉动抑制装置产品的研发提供有力的支持。

本发明的具体技术方案是：

本发明提供了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，包括内管、外壳、恒定气体供应接口以及气液排放接口；

外壳同轴套设于内管外部，两者之间构成一个密封腔室；

内管出口端与发动机对接，内管入口端与外部液氧供应源对接；内管靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室连通的注液孔；

恒定气体供应接口安装于外壳侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口与外部恒定气体供应源连通；

气液排放接口安装于外壳侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口，气液排放接口与外部排放安全区连通。

进一步地，上述内管包括依次焊接的液氧供应对接段、第一焊接段、平直过渡段、第二焊接段以及发动机对接段；液氧供应对接段通过法兰与外部液氧供应源对接，发动机对接段通过法兰与发动机对接；所述多个注液孔开设于平直过渡段上，且靠近第二焊接段。

进一步地，上述外壳包括第一球面段，平直段以及第二球面段；所述第一球面段一端与所述第一焊接段焊接，另一端与平直段连接；第二球面段一端与平直段焊接，另一端与所述第二焊接段焊接。

进一步地，上述第二焊接段为包括圆筒部以及变径连接部；

圆筒部的一端与平直过渡段连接，圆筒部的另一端与发动机对接段连接；

变径连接部的小径端与圆筒部外壁连接，变径连接部的大径端与第二球面段连接；变径连接部的截面呈圆弧状。

进一步地，上述装置还包括与恒定气体供应接口连通的多孔分气结构，多孔分气结构包括水平圆环形板以及竖直圆筒形板；竖直圆筒形板一端与所述第一球面段的内壁焊接，竖直圆筒形板另一端垂直固定于水平圆环形板的内环上，水平圆环形板的外环与所述第一球面段的内壁焊接；竖直圆筒形板上沿圆周方向开设有多个出气孔；竖直圆筒形板、水平圆环形板以及第一球面段之间构成一个气腔。外部恒定气体经过恒定气体供应接口进入所述气腔内，并通过多个出气孔均匀的注入密封腔体内。

进一步地，上述装置还包括弯管；弯管位于密封腔室内；弯管的出口与气液排放接口连通，弯管的入口处设有多个排放小孔。

进一步地，上述外壳上设有多个测温接口，多个测温接口分布在液位波动位置附近，通过温度的变化反应液位的变化，以及测压接口用于测量密封腔室内的气体压力，可反应压力波动震荡情况。

进一步地，上述密封腔室的容积为52L，满足了大推力火箭发动机的使用要求。

进一步地，上述内管的内径为220mm，第一球面段和第二球面段的曲率半径为230mm，平直段的内径为460mm。

进一步地，上述注液孔为长条孔，且注液孔的数量为8个。

本发明的有益效果是：

1、本发明设计的脉冲抑制装置为双层结构，并且该装置的容积量大大提升，满足了大推力火箭发动机使用需求的问题。

2、本发明设计的脉冲抑制装置为保证双层结构在强烈冲击及振动环境工作的可靠性，该装置区别于常规的低温双层设备采用波纹补偿结构，而采用了三叉结构使得装置具备较好的变形适应性，从而最大程度的将装置的轴向拉伸转换为角度变化，避免了冷应力集中。

附图说明

图1为脉动抑制装置的结构示意图；

图2为第二焊接段处的局部结构示意图。

附图标记如下：

1-内管、11-液氧供应对接段、12-第一焊接段、13-平直过渡段、14-第二焊接段、141-圆筒部、142变径连接部、15-发动机对接段；

2-外壳、21-第一球面段、22-平直段、23-第二球面段；

3-恒定气体供应接口；

4-气液排放接口；

5-密封腔室；

6-注液孔；

7-测温接口；

8-测压接口；

9-多孔分气结构、91-水平圆环形板、92-竖直圆筒形板、93-出气孔、95-气腔；

10-弯管、101-排放小孔。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在有没做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在本发明的描述中，需要说明的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本发明的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

本实施例提供了一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置的具体结构，如图1所示，包括内管1、外壳2、恒定气体供应接口3以及气液排放接口4；

外壳2同轴套设于内管1外部，两者之间构成一个密封腔室5；该密封腔室5的容积较大，满足了大推力火箭发动机的使用要求。

内管1出口端与发动机对接，内管1入口端与外部液氧供应源对接；内管1靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室5连通的注液孔6；

内管的具体结构为：包括依次焊接的液氧供应对接段11、第一焊接段12、平直过渡段13、第二焊接段14以及发动机对接段15；液氧供应对接段11通过法兰与外部液氧供应源对接，发动机对接段15通过法兰与发动机对接；多个注液孔6沿圆周方向开设在平直过渡段13上，且靠近第二焊接段14；

外壳2的具体结构为：包括第一球面段21，平直段22以及第二球面段23；第一球面段21一端与所述第一焊接段12焊接，另一端与平直段22连接；第二球面段23一端与平直段22焊接，另一端与所述第二焊接段14焊接；

需要特殊说明的一点是：如图2所示，第二焊接段14包括圆筒部141以及变径连接部142；圆筒部141的一端与平直过渡段13连接，圆筒部141的另一端与发动机对接段15连接；变径连接部142的小径端与圆筒部141外壁连接，变径连接部142的大径端与第二球面段23连接；变径连接部142的截面呈圆弧状。

第二焊接段14实际为三叉结构的目的在于，由于抑制装置为双层夹套结构，工作在低温工作环节，考虑工作可靠性和规避检查工艺复杂度，需要采用无波纹管补偿结构，在焊接成型及低温预冷状态时，由于内外层温度状态不一致，该结构必须具备较好的变形适应性，从而最大程度的将装置的轴向拉伸转换为角度变化，避免了冷应力集中。

本实施例中，内管1的内径为220mm，第一球面段21和第二球面段23的曲率半径为230mm，平直段22的内径为460mm；注液孔6为长条孔，且注液孔6的数量为8个。

恒定气体供应接口3安装于外壳5侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口3与外部恒定气体供应源连通；恒定气体供应接口3与供配气系统相连，由试车台供配气系统提供一路常温氦气，氦气流量在2g/s～8g/s范围内可调；

气液排放接口4安装于外壳5侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口3，气液排放接口4与外部排放安全区连通；气液排放接口4与外部气液排放阀及排放管路相连，排放管路内径30mm；

外壳2上设有多个测温接口7，多个测温接口7分布在液位波动位置附近，通过温度的变化反应液位的变化，以及测压接口8用于测量密封腔室内的气体压力，可反应压力波动震荡情况。

本实施例的抑制装置还设置了还包括与恒定气体供应接口3连通的多孔分气结构9，多孔分气结构9包括水平圆环形板91以及竖直圆筒形板92；竖直圆筒形板92一端与所述第一球面段21的内壁焊接，竖直圆筒形板92另一端垂直固定于水平圆环形板91的内环上，水平圆环形板91的外环与所述第一球面段21的内壁焊接；竖直圆筒形板上92沿圆周方向开设有多个出气孔93；竖直圆筒形板92、水平圆环形板91以及第一球面段21之间构成一个气腔94。外部恒定气体经过恒定气体供应接口进入所述气腔94内，并通过多个出气孔93均匀的注入密封腔体5内。，通过该多孔分气结构，确保了注入密封腔室内的气体均匀，避免了因气体冲击造成的液位异常波动。

本实施例的抑制装置还设置了弯管10；弯管10位于密封腔室5内；弯管10的出口与气液排放接口4连通，弯管10的入口处设有多个排放小孔101，通过设计该结构确保了液位波动的连续稳定。

在满足脉冲抑制装置相关结构尺寸的基础上，优化其结构保证在低温及发动机试验强振动环境的工作可靠性；设计中主要完成了冷应力及焊接应力校核和结构优化、可更换排放结构及其可靠性优化等几个方面设计优化。在设计结构尺寸上保证其夹套容腔50L。

根据上述对脉冲抑制装置的结构描述，现对其工作原理进行简述：

预冷排气阶段

开启外部液氧供应源向发动机内注入低温液氧，此时与恒定气体供应接口连通的外部低温氦气供应管路，以及气液排放接口连通的外部气液排放管路均为打开状态，一部分低温液氧通过内管出口端进入发动机，一部分低温液氧通过多个注液孔进入密封腔室内，由于低温液氧的进入，初始阶段低温氦气供应管路以及气液排放管路向外排出气体或者气、液混合物，经过一段时间后低温氦气供应管以及液氧、氦气排放管排出的物质均为液体时，此时密封腔室内的液位处于平衡状态，预冷阶段结束；

脉动抑制阶段

继续向密封腔室内注入低温液氧，此时开启与外部低温氦气供应源，通过低温氦气供应管路开始向密封腔室内注入恒流气体，在气体的压力作用下，液氧从气液排放管路向外排出，密封腔室内压力下降，此时液位再次上升；之后再由恒流气体的压力作用，液氧再次排出，如此往复，从而使得脉冲抑制装置自身产生的振荡，从而抑制了外部液氧供应源的固有频率降低，从而有效解决外部液氧供应源低频耦合区。

最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围。

Claims (5)

1.一种大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，其特征在于：

包括内管、外壳、恒定气体供应接口以及气液排放接口；

外壳同轴套设于内管外部，两者之间构成一个密封腔室；

内管出口端与发动机对接，内管入口端与外部液氧供应源对接；内管靠近与发动机对接的一端侧壁上沿圆周方向均匀开设有多个与所述密封腔室连通的注液孔；

恒定气体供应接口安装于外壳侧壁上，且靠近液氧供应源一侧设置，恒定气体供应接口与外部恒定气体供应源连通；

气液排放接口安装于外壳侧壁上，且其设置高度低于恒定气体供应接口，气液排放接口与外部排放安全区连通；

内管包括依次焊接的液氧供应对接段、第一焊接段、平直过渡段、第二焊接段以及发动机对接段；液氧供应对接段通过法兰与外部液氧供应源对接，发动机对接段通过法兰与发动机对接；所述多个注液孔开设于平直段上，且靠近第二焊接段；

外壳包括第一球面段，平直段以及第二球面段；所述第一球面段一端与所述第一焊接段焊接，另一端与平直过渡段连接；第二球面段一端与平直段焊接，另一端与所述第二焊接段焊接；

所述第二焊接段为包括圆筒部以及变径连接部；

圆筒部的一端与平直过渡段连接，圆筒部的另一端与发动机对接段连接；

变径连接部的小径端与圆筒部外壁连接，变径连接部的大径端与第二球面段连接；变径连接部的截面呈圆弧状；

还包括与恒定气体供应接口连通的多孔分气结构，多孔分气结构包括水平圆环形板以及竖直圆筒形板；竖直圆筒形板一端与所述第一球面段的内壁焊接，竖直圆筒形板另一端垂直固定于水平圆环形板的内环上，水平圆环形板的外环与所述第一球面段的内壁焊接；竖直圆筒形板上沿圆周方向开设有多个出气孔；竖直圆筒形板、水平圆环形板以及第一球面段之间构成一个气腔；

还包括弯管；弯管位于密封腔室内；弯管的出口与气液排放接口连通，弯管的入口处设有多个排放小孔。

2.根据权利要求1所述的大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，其特征在于：所述外壳上设有多个测温接口以及测压接口。

3.根据权利要求2所述的大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，其特征在于：所述密封腔室的容积为52L。

4.根据权利要求3所述的大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，其特征在于：所述内管的内径为220mm，第一球面段和第二球面段的曲率半径为230mm，平直段的内径为460mm。

5.根据权利要求4所述的大推力火箭发动机地面试验用的低频脉动抑制装置，其特征在于：所述注液孔为长条孔，且注液孔的数量为8个。

Images